WO2009133268A1 - Procédé pour la réduction exceptionnelle de la course d'envol d'un aéronef - Google Patents

Procédé pour la réduction exceptionnelle de la course d'envol d'un aéronef Download PDF

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WO2009133268A1
WO2009133268A1 PCT/FR2009/000359 FR2009000359W WO2009133268A1 WO 2009133268 A1 WO2009133268 A1 WO 2009133268A1 FR 2009000359 W FR2009000359 W FR 2009000359W WO 2009133268 A1 WO2009133268 A1 WO 2009133268A1
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WO
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aircraft
attitude
value
criterion
threshold
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PCT/FR2009/000359
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English (en)
Inventor
Frédéric SAUVlNET
Original Assignee
Airbus France
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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0083—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots to help an aircraft pilot in the rolling phase

Definitions

  • the present invention relates to a method for the exceptional reduction of the flight stroke of an aircraft.
  • flight stroke of an aircraft is defined by parameters such as the performance and mass of said aircraft, the condition of its tires and the runway, etc.
  • this determined flight rate value can not be respected, for example because the runway is too short, the mass of the aircraft is too high, etc., which would prohibit takeoff said aircraft.
  • the present invention aims to overcome these disadvantages.
  • the method for the exceptional reduction of the flight stroke of an aircraft provided with at least one steering shaft, a main landing gear, fins and surfaces mobile aerodynamic depth of flight, flight of flight during which said aircraft rolls on a runway by accelerating with said main landing gear compressed by the mass of said aircraft and the ground effect and with said fins occupying a position partially pointed downwards to maximize the finesse of said aircraft is remarkable in that: - by tilting said control stick in the direction to pitch up, it directs said aerodynamic surfaces upward depth to give said aircraft a base of high value close to, but less than, the attitude for which the tail of the aircraft would be brought to touch said runway; after said upward deflection of the aerodynamic depth surfaces capable of conferring on said aircraft said high-value attitude and while said main landing gear is still compressed, said fins are turned downwards, in a symmetrical way, to from their position partially pointing downwards; and
  • the aerodynamic depth surfaces used in this process may be the elevators and / or an adjustable horizontal tilt stabilizer, usually designated by either the abbreviations PHR (for Horizontal Adjustable Plane) or THS (for Trimmable Horizontal Stabilize).
  • PHR for Horizontal Adjustable Plane
  • THS Trimmable Horizontal Stabilize
  • said downwardly symmetrical deflection of said ailerons is authorized only beyond a tilting threshold of said steering stick in the nose-up direction, said tilting threshold being at least equal to the take-off tilt usually used during an ordinary take-off.
  • said downwardly symmetrical deflection of said fins is allowed only beyond a nose-up attitude threshold, which threshold is at least equal to the maximum attitude value imposed on said aircraft. to avoid a tail feel when rotating an ordinary takeoff.
  • said flight control computers have at their disposal information relating to the fact that the aircraft is on the ground or not, it may advantageously be:
  • the invention therefore also relates to an aircraft implementing said method of the invention.
  • Figure 1 shows schematically, in perspective from above and from the rear, a jumbo jet capable of implementing the present invention.
  • Figure 2 illustrates, in schematic side view, the aircraft of Figure 1 during a phase of the method according to the present invention.
  • FIG. 3 illustrates, in three successive phases I 1 II and III, the method according to the invention, the phase represented in FIG. 2 corresponding to phase II of FIG. 3 and the phases I and II constituting the flight run. of said jumbo jet.
  • FIG. 4 schematically illustrates the position of the ailerons of said jumbo jet during phases I and III of FIG. 3.
  • FIG. 5 diagrammatically illustrates the position of the fins of said jumbo airplane during phase II of FIG.
  • Figure 6 is a block diagram of the implementation of the method according to the present invention.
  • Figures 7, 8 and 9 respectively show three criteria used in the block diagram of Figure 6.
  • FIGS. 4 and 5 said fins 6G and 6D are rotatably articulated at the rear of said wings 2G and 2D, respectively, their rotation distance ⁇ downwards being able to take the maximum value ⁇ M , counted from their position for which they are in extension of the wing 2G or 2D corresponding.
  • the aircraft AC comprises a horizontal tail 7 adjustable in inclination, as illustrated by the double arrow 8.
  • a horizontal tail 7 adjustable in inclination as illustrated by the double arrow 8.
  • articulated elevator 9G, 9D respectively At the rear edge of said adjustable horizontal stabilizer 7, are articulated elevator 9G, 9D respectively , rotatable relative to said empennage 7, as illustrated by the double arrows 10.
  • the aircraft AC further comprises a main landing gear 11, as well as a nose gear 12.
  • a main landing gear 11 as well as a nose gear 12.
  • FIG. 3 three phases I 1 II and III of the process according to the present invention are illustrated.
  • Phase I the AC aircraft rolls on the RW airstrip, accelerating for take-off.
  • the leading edge slats 4G, 4D and the trailing edge flaps 5G, 5D are deployed in the usual manner (not shown), the adjustable horizontal stabilizer 7 is inclined to pitch and the 9G, 9D elevators are, for example, in their position aerodynamically extending said adjustable horizontal stabilizer 7.
  • the set of said adjustable horizontal stabilizer 7 and 9G, 9D elevators generates a nose-up aerodynamic force a moment of pitch-up pitch for the AC aircraft, 4G, 4D leading-edge slat configurations and 5G 1 5D trailing edge flaps to optimize the aircraft's aircraft lift / drag ratio.
  • the fins 6G, 6D are also used to optimize this fineness and they are symmetrically pointed downwards, as shown in Figure 4. For this purpose, they occupy a position partially pointed towards the bottom, defined by a value ⁇ D of the stroke ⁇ , lower than the maximum stroke ⁇ M. It will be readily understood that if said fins 6G, 6D were pointed at the maximum value ⁇ M , they would generate a significant drag, penalizing the performance of the aircraft AC during phase I. Of course, in this acceleration phase I, the main gear 11 of the aircraft AC is compressed by the mass thereof and by the ground effect.
  • phase II of the method according to the present invention the pilot of the aircraft AC actuates the elevators 9G, 9D and / or the adjustable horizontal stabilizer 7 (in a manner not shown) for all these rudders 9G, 9D and this tail 7 generates a force to pull up and a pitching moment nose, able to confer to the plane AC plate controlled ⁇ c of high value close to the plate trailing contact (designated by ⁇ in FIG. 8) for which the tail of the aircraft AC would come into contact with the runway RW, the commanded attitude ⁇ being lower than the attitude ⁇ ⁇ e of touching the tail .
  • the fins 6G, 6D are turned downwardly, symmetrically, from their partially pointed position downwardly defined above by the value ⁇ D of the rotational stroke ⁇ .
  • the fins 6G 1 6D thus take the maximum deflection position downwards defined by the value ⁇ M of the stroke ⁇ .
  • the block diagram shown in FIG. 6 makes it possible to implement the method of the invention, while taking into account that, during an ordinary take-off, it is customary: to position the steering stick at a predetermined position at rearranging which corresponds to a fraction ⁇ 0 , for example equal to 2/3, of the maximum upward movement ⁇ M of said stick; and
  • this maximum attitude ⁇ 0 corresponds for example to a distance of 3 feet between the low point of the tail of the airplane and the runway RW).
  • the control sleeve 14 of the AC aircraft generating a signal representative of its tilting tilt angle ⁇ ; a logic device 15 receiving said signal ⁇ of the handle 14 and transforming it into a handle criterion C ⁇ shown in FIG. 7: the criterion C ⁇ is zero within a threshold S ⁇ greater than the value ⁇ 0 corresponding to said position predetermined value of an ordinary take-off and increases uniformly beyond said threshold S ⁇ to reach the value 1 at a controlled value ⁇ c close to, but less than, the maximum value ⁇ M ;
  • attitude detector 16 (usual on board the aircraft) generating a signal representative of the attitude ⁇ of the aircraft AC;
  • a logic device 17 receiving said signal ⁇ of the attitude detector 16 and transforming it into a criterion of attitude C ⁇ represented in FIG. 8: the criterion C ⁇ is zero within a threshold S ⁇ greater than said maximum attitude ⁇ 0 and increases uniformly beyond said threshold S ⁇ to reach the value
  • a detector 20 capable of generating a zero signal if the aircraft AC is not on the ground and a signal equal to 1 if the aircraft AC is on the ground (compressed main gear), the output of the detector 20 being connected to the multiplier 19, so that it delivers at its output the result of the multiplication of the signal generated by the voter 18 by 0 or 1;
  • a logic device 21 receiving the result of the multiplication carried out by the multiplier 19 and transforming it into a criterion of deflection of ailerons Ca, said criterion being equal to said value ⁇ D of partial deflection
  • FIGS. 6 to 9 can easily be implemented in the on-board computers of the aircraft AC, which, in the usual way, have information relating to steering ⁇ of the flight control rod 14, the attitude ⁇ of the AC plane and the fact that the plane is on the ground or not.

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Abstract

Selon l'invention, au cours d'un décollage, on confère à l'aéronef (AC) une assiette (θc) proche de l'assiette de toucher de queue et on braque les ailerons (6G, 6D) à fond vers le bas.

Description

Procédé pour la réduction exceptionnelle de la course d'envol d'un aéronef.
La présente invention concerne un procédé pour la réduction ex- ceptionnelle de la course d'envol d'un aéronef.
On sait que la course d'envol d'un aéronef est définie par des paramètres tels que les performances et la masse dudit aéronef, l'état de ses pneumatiques et de la piste d'envol, etc..
Ainsi, à un ensemble de valeurs de ces paramètres correspond une valeur de course d'envol déterminée.
Or, il peut arriver que cette valeur de course d'envol déterminée ne puisse être respectée, par exemple parce que la piste d'envol est trop courte, la masse de l'aéronef est trop élevée, etc., ce qui interdirait le décollage dudit aéronef. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients.
A cette fin, selon l'invention, le procédé pour la réduction exceptionnelle de la course d'envol d'un aéronef pourvu d'au moins un manche de pilotage, d'un train d'atterrissage principal, d'ailerons et de surfaces aérodynamiques mobiles de profondeur, course d'envol au cours de laquelle ledit aéronef roule sur une piste d'envol en accélérant avec ledit train d'atterrissage principal comprimé par la masse dudit aéronef et par l'effet de sol et avec lesdits ailerons occupant une position partiellement braquée vers le bas pour rendre maximale la finesse dudit aéronef, est remarquable en ce que : - par basculement dudit manche de pilotage dans le sens à cabrer, on braque lesdites surfaces aérodynamiques de profondeur vers le haut pour conférer audit aéronef une assiette de valeur élevée proche de, mais inférieure à, l'assiette pour laquelle la queue de l'aéronef serait amenée à toucher ladite piste d'envol ; - après ledit braquage vers le haut des surfaces aérodynamiques de profondeur apte à conférer audit aéronef ladite assiette de valeur élevée et alors que ledit train d'atterrissage principal est encore comprimé, on braque lesdits ailerons à fond vers le bas, de façon symétrique, à partir de leur position partiellement braquée vers le bas ; et
- dans cette position d'assiette de valeur élevée avec lesdits ailerons braqués à fond vers le bas, on poursuit l'accélération dudit aéronef jusqu'à l'envol de celui-ci.
Ainsi, grâce à la présente invention, du fait de ce braquage à fond desdits ailerons vers le bas, on augmente temporairement la portance de l'aéronef, qui se trouve alors à une assiette voisine de son assiette de toucher de queue, ce qui a pour conséquence de réduire la course d'envol de l'aéronef.
Les surfaces aérodynamiques de profondeur utilisées dans ce pro- cédé peuvent être les gouvernes de profondeur et/ou un empennage horizontal stabilisateur réglable en inclinaison, généralement désigné par l'une ou l'autre des abréviations PHR (pour Plan Horizontal Réglable) ou THS (pour Trimmable Horizontal Stabiliser).
De préférence, ledit braquage symétrique à fond vers le bas desdits ailerons n'est autorisé qu'au-delà d'un seuil de basculement dudit manche de pilotage dans le sens à cabrer, ledit seuil de basculement étant au moins égal au basculement de décollage usuellement utilisé lors d'un décollage ordinaire.
De même, avantageusement, ledit braquage symétrique à fond vers le bas desdits ailerons n'est autorisé qu'au-delà d'un seuil d'assiette cabrée, celui-ci étant au moins égal à la valeur maximale d'assiette imposée audit aéronef pour éviter un toucher de queue lors de la rotation d'un décollage ordinaire.
Pour éviter de réduire les performances d'accélération de l'aéronef au début du décollage, il est nécessaire que le braquage à fond, vers le bas, desdits ailerons n'intervienne pas avant que l'assiette de l'aéronef soit proche de l'assiette de toucher de queue. De même, pour éviter de réduire les performances de montée de l'aéronef après son envol, il est avantageux que, après délestage dudit train d'atterrissage principal, lesdits ailerons soient ramenés de la position braquée à fond vers le bas à ladite position partiellement braquée vers le bas. Par ailleurs, on sait que les calculateurs de commande de vol des aéronefs ont à leur disposition des informations concernant le basculement du manche de pilotage et l'assiette de l'aéronef. Il est donc intéressant d'implémenter le procédé selon l'invention dans lesdits calculateurs. A cet effet, on peut : - établir un critère de manche dont la valeur est 0 au-dessous dudit seuil de basculement du manche et dont la valeur croît de 0 à 1 entre ledit seuil de basculement et une valeur de basculement commandée proche de, mais inférieure au basculement maximal à cabrer dudit manche ;
- établir un critère d'assiette dont la valeur est 0 au-dessous dudit seuil d'assiette et dont la valeur croît de 0 à 1 entre ledit seuil d'assiette et une valeur d'assiette commandée correspondant à ladite valeur de basculement commandée et proche de, mais inférieure à ladite assiette de toucher de queue ; et
- à partir de celui de ces deux critères qui est le plus grand, établir un critère de braquage d'ailerons qui croît uniformément de la valeur correspondant à la position partiellement braquée vers le bas à la valeur correspondant à la position braquée à fond vers le bas, lorsque ledit plus grand des deux critères passe de la valeur 0 à la valeur 1.
Comme, de plus, lesdits calculateurs de commande de vol ont à leur disposition des informations relatives au fait que l'aéronef est ou non au sol, on peut avantageusement :
- établir un critère de sol qui prend la valeur 0 lorsque l'aéronef est en vol et la valeur 1 lorsque l'aéronef est au sol ; et - multiplier, par ledit critère de sol, ledit plus grand des deux critères que sont le critère de manche et le critère d'assiette, avant d'établir ledit critère de braquage d'ailerons.
Grâce aux dispositions qui précèdent, on peut ainsi aisément im- plémenter le procédé conforme à la présente invention dans ledit aéronef. L'invention concerne donc de plus un aéronef mettant en œuvre ledit procédé de l'invention.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 montre schématiquement, en perspective du dessus et de l'arrière, un avion gros porteur pouvant mettre en œuvre la présente invention. La figure 2 illustre, en vue latérale schématique, l'avion de la figure 1 pendant une phase du procédé conforme à la présente invention. La figure 3 illustre, en trois phases successives I1 II et III, le procédé selon l'invention, la phase représentée sur la figure 2 correspondant à la phase II de la figure 3 et les phases I et II constituant la course d'envol dudit avion gros porteur.
La figure 4 illustre schématiquement la position des ailerons dudit avion gros porteur pendant les phases I et III de la figure 3.
La figure 5 illustre schématiquement la position des ailerons dudit avion gros porteur pendant la phase II de la figure 3.
La figure 6 est le schéma synoptique de la mise en œuvre du procédé conforme à la présente invention. Les figures 7, 8 et 9 montrent respectivement trois critères utilisés dans le schéma synoptique de la figure 6.
Sur les figures 1 , 2 et 3, les volets, les becs, les gouvernes, les ailerons, l'empennage horizontal réglable, ainsi que les autres surfaces aérodynamiques mobiles de l'avion gros porteur, sont représentés en position rentrée pour des raisons de clarté des dessins. On comprendra aisément qu'au cours des phases I, II et III de la figure 3, au moins certaines de ces surfaces sont au contraire en position déployée, bien que représentées en position rentrée.
L'avion gros porteur AC, montré schématiquement par les figures 1 et
2, présente un axe longitudinal L-L et comporte un fuselage 1 et deux ailes symétriques 2G et 2D. Lesdites ailes portent des moteurs 3 et une pluralité de becs de bord d'attaque 4G, 4D et de volets de bord de fuite 5G, 5D. De plus, à l'extrémité des ailes 2G, 2D se trouvent des ailerons 6G et 6D, respectivement. Comme le montrent schématiquement les figures 4 et 5, lesdits ailerons 6G et 6D sont articulés en rotation à l'arrière desdites ailes 2G et 2D, respectivement, leur course de rotation α vers le bas pouvant prendre la valeur maximale αM, comptée à partir de leur position pour laquelle ils se trouvent en prolongement de l'aile 2G ou 2D correspondante.
A l'arrière du fuselage 1 , l'avion AC comporte un empennage horizontal 7 réglable en inclinaison, comme cela est illustré par la double flèche 8. Au bord arrière dudit empennage horizontal réglable 7, sont articulées des gouvernes de profondeur 9G, 9D respectivement, pouvant tourner par rapport audit empennage 7, comme cela est illustré par les doubles flèches 10.
L'avion AC comporte de plus un train d'atterrissage principal 11 , ainsi qu'un train avant 12. Sur la figure 3, on a illustré trois phases I1 II et III du procédé conforme à la présente invention.
Dans la phase I, l'avion AC roule sur la piste d'envol RW en accélérant en vue de son décollage. Pendant cette phase d'accélération I1 les becs de bord d'attaque 4G, 4D et les volets de bord de fuite 5G, 5D sont déployés de façon usuelle (non représentée), l'empennage horizontal réglable 7 est incliné à cabrer et les gouvernes de profondeur 9G, 9D sont, par exemple, dans leur position prolongeant aérodynamiquement ledit empennage horizontal réglable 7. Dans cette configuration usuelle, l'ensemble dudit empennage horizontal réglable 7 et des gouvernes de profondeur 9G, 9D engendre une force aérodynamique à cabrer produisant un moment de tangage à cabrer pour l'avion AC, les configurations des becs de bord d'attaque 4G, 4D et des volets de bord de fuite 5G1 5D permettant d'optimiser la finesse (rapport portance/traînée) de l'avion AC. Aussi, dans cette phase d'accélération I, les ailerons 6G, 6D sont également utilisés pour optimiser cette finesse et ils sont symétriquement braqués vers le bas, comme l'illustre la figure 4. A cet effet, ils occupent une position partiellement braquée vers le bas, définie par une valeur αD de la course α, inférieure à la course maximale αM. On comprendra aisément que si lesdits ailerons 6G, 6D étaient braqués de la valeur maximale αM, ils engendreraient une traînée importante, pénalisant les performances de l'avion AC lors de la phase I. Bien entendu, dans cette phase d'accélération I, le train principal 11 de l'avion AC est comprimé par la masse de celui-ci et par l'effet de sol.
Dans la phase II du procédé conforme à la présente invention, (voir également la figure 2), le pilote de l'avion AC actionne les gouvernes de profondeur 9G, 9D et/ou l'empennage horizontal réglable 7 (de façon non représentée) pour que l'ensemble de ces gouvernes 9G, 9D et de cet empennage 7 engendre une force à cabrer et un moment de tangage à cabrer, aptes à conférer à l'avion AC une assiette commandée θc de valeur élevée proche de l'assiette de toucher de queue (désignée par θ sur la figure 8) pour laquelle la queue de l'avion AC entrerait en contact avec la piste d'envol RW, l'assiette commandée θ étant inférieure à l'assiette θτe de toucher de queue. Dans cette phase II, afin d'apporter un supplément de portance à l'avion AC et comme le montre la figure 5, les ailerons 6G, 6D sont braqués à fond vers le bas, de façon symétrique, à partir de leur position partiellement braquée vers le bas définie ci-dessus par la valeur αD de la course de rotation α. Les ailerons 6G1 6D prennent donc la position de braquage maximale vers le bas définie par la valeur αM de la course α.
Dans la position de la phase II, l'avion AC continue sa course d'accélération jusqu'à ce que se produise l'envol de ce dernier et le délestage complet du train principal 11 , comme cela est représenté par la phase III de la figure 3.
On comprendra aisément que le supplément de portance apporté par les ailerons 6G, 6D dans la phase II par leur braquage maximal αM vers le bas (figure 5) facilite l'envol de l'avion AC et réduit la course d'envol de l'avion AC par rapport à la situation dans laquelle l'assiette de l'avion AC serait celle de la phase I avec lesdits ailerons 6G, 6D dans leur position partiellement braquée de la figure 4.
On notera de plus que, pour faciliter la performance de montée de l'avion AC après la phase d'envol III, il est nécessaire de ramener les ailerons
6G, 6D de leur position de braquage maximal vers le bas, définie par la valeur αM, à leur position de braquage partielle vers le bas, définie par la valeur αD et correspondant à la finesse optimale.
Ainsi, de ce qui précède, on voit que le braquage à fond vers le bas des ailerons 6G, 6D ne doit intervenir que pendant la phase II, c'est-à-dire lorsque l'avion AC est au sol et qu'il présente une forte assiette.
Le schéma synoptique montré par la figure 6 permet de mettre en œuvre le procédé de l'invention, tout en prenant en compte que, lors d'un décollage ordinaire, il est usuel : - de positionner le manche de pilotage à une position prédéterminée à cabrer qui correspond à une fraction β0, par exemple égale à 2/3, de la course maximale à cabrer βM dudit manche ; et
- d'imposer à l'avion une assiette maximale θ0 pour éviter un toucher de queue lors de la rotation d'envol (cette assiette maximale θ0 correspond par exemple à une distance de 3 pieds entre le point bas de la queue de l'avion et la piste d'envol RW).
Dans le schéma synoptique de la figure 6, on a représenté :
- le manche de pilotage 14 de l'avion AC engendrant un signal représentatif de son angle de basculement à cabrer β ; - un dispositif logique 15, recevant ledit signal β du manche 14 et le transformant en un critère de manche Cβ représenté sur la figure 7 : le critère Cβ est nul en deçà d'un seuil Sβ supérieur à la valeur β0 correspondant à ladite position prédéterminée d'un décollage ordinaire et croît de façon uniforme au-delà dudit seuil Sβ pour atteindre la valeur 1 à une valeur commandée βc proche, mais inférieure, à la valeur maximale βM ;
- un détecteur d'assiette 16 (usuel à bord des aéronefs) engendrant un signal représentatif de l'assiette θ de l'avion AC ;
- un dispositif logique 17, recevant ledit signal θ du détecteur d'assiette 16 et le transformant en un critère d'assiette Cθ représenté sur la figure 8 : le critère Cθ est nul en deçà d'un seuil Sθ supérieur à ladite assiette maximale θ0 et croît de façon uniforme au-delà dudit seuil Sθ pour atteindre la valeur
1 à la forte valeur commandée θc de l'assiette θ correspondant à la valeur βcdu signal de manche β, ladite valeur θc étant proche, mais inférieure, à la valeur θτs correspondant au toucher de queue ;
- un voteur 18 qui reçoit les deux critères Cβ et Cθ et qui délivre à sa sortie celui des deux qui est le plus grand ;
- un multiplicateur 19 disposé à la sortie dudit voteur 18 ;
- un détecteur 20 apte à engendrer un signal nul si l'avion AC n'est pas au sol et un signal égal à 1 si l'avion AC est au sol (train principal comprimé), la sortie du détecteur 20 étant reliée au multiplicateur 19, de sorte que ce dernier délivre à sa sortie le résultat de la multiplication du signal engendré par le voteur 18 par 0 ou par 1 ; et
- un dispositif logique 21 , recevant le résultat de la multiplication effectuée par le multiplicateur 19 et le transformant en un critère de braquage d'ailerons Ca, ledit critère étant égal à ladite valeur αD de braquage partiel
(voir la figure 4) si la sortie du multiplicateur 19 est nulle et croissant de façon uniforme de la valeur αD à la valeur maximale αM, si la sortie du multiplicateur 19 croît uniformément de 0 à 1.
On remarquera que la logique illustrée par les figures 6 à 9 peut aisément être implémentée dans les calculateurs de bord de l'avion AC, qui, de façon usuelle, disposent des informations concernant le braquage β du manche de pilotage 14, l'assiette θ de l'avion AC et le fait que l'avion est au sol ou non.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé pour la réduction exceptionnelle de la course d'envol d'un aéronef (AC) pourvu d'au moins un manche de pilotage (14), d'un train d'atterrissage principal (11), d'ailerons (6G, 6D) et de surfaces aéro- dynamiques mobiles de profondeur (7, 9G1 9D), course d'envol au cours de laquelle ledit aéronef (AC) roule sur une piste d'envol (RW) en accélérant avec ledit train d'atterrissage principal (11) comprimé par la masse dudit aéronef et par l'effet de sol et avec lesdits ailerons (6G, 6D) occupant une position (αD) partiellement braquée vers le bas pour rendre maximale la finesse dudit aéronef, caractérisé en ce que :
- par basculement dudit manche de pilotage (14) dans le sens à cabrer, on braque lesdites surfaces aérodynamiques de profondeur (7, 9G, 9D) vers le haut pour conférer audit aéronef une assiette de valeur élevée (θc) proche de, mais inférieure à, l'assiette (θτs) pour laquelle la queue dudit aéronef serait amenée à toucher ladite piste d'envol (RW) ;
- après ledit braquage vers le haut des surfaces aérodynamiques de profondeur (7, 9G, 9D) apte à conférer audit aéronef ladite assiette de valeur élevée (θc) et alors que ledit train d'atterrissage principal (11) est encore comprimé, on braque lesdits ailerons (6G, 6D) à fond vers le bas (αM), de façon symétrique, à partir de leur position (αD) partiellement braquée vers le bas ; et
- dans cette position d'assiette de valeur élevée (ΘJ avec lesdits ailerons
(6G, 6D) braqués à fond vers le bas, on poursuit l'accélération dudit aé- ronef (AC) jusqu'à l'envol de celui-ci.
2. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que ledit braquage symétrique à fond vers le bas desdits ailerons (6G, 6D) n'est autorisé qu'au-delà d'un seuil de basculement (Sβ) dudit manche (14) dans le sens à cabrer.
3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit seuil de basculement (Sβ) est au moins égal au basculement de décollage (β0) usuellement utilisé lors d'un décollage ordinaire.
4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit braquage symétrique à fond vers le bas desdits ailerons (6G, 6D) n'est autorisé qu'au-delà d'un seuil d'assiette cabrée (Sθ).
5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que ledit seuil d'assiette cabrée (Sθ) est au moins égal à la valeur maximale d'assiette (θ0) imposée audit aéronef pour éviter un toucher de queue lors de la rotation d'un décollage ordinaire.
6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que, après délestage dudit train d'atterrissage principal (11), lesdits ailerons (6G, 6D) sont ramenés de la position braquée à fond vers le bas (αM) à ladite position partiellement braquée vers le bas (αD).
7. Procédé selon les revendications 3 et 5, destiné à être implémenté dans les calculateurs de commande de vol dudit aéronef (AC) ayant à leur disposition des informations concernant le basculement (β) dudit manche de pilotage (14) et l'assiette (θ) dudit aéronef (AC), caractérisé en ce que : - on établit un critère de manche (Cβ) dont la valeur est 0 au-dessous dudit seuil de basculement (Sβ) et dont la valeur croît de 0 à 1 entre ledit seuil de basculement (Sβ) et une valeur de basculement commandée ((βc) proche, mais inférieure au basculement maximal à cabrer (βM) dudit manche ; - on établit un critère d'assiette (Cθ) dont la valeur est 0 au-dessous dudit seuil d'assiette (Sθ) et dont la valeur croît de 0 à 1 entre ledit seuil d'assiette (Sθ) et une valeur commandée d'assiette (θc) proche, mais inférieure à ladite assiette de toucher de queue (θτs) ; et - à partir de celui de ces deux critères (Cβ, Cθ) qui est le plus grand, on établit un critère de braquage d'ailerons (Ca) qui croît uniformément de la valeur (αD) correspondant à la position partiellement braquée vers le bas à la valeur (αM) correspondant à la position braquée à fond vers le bas, lorsque ledit plus grand critère passe de la valeur 0 à la valeur 1.
8. Procédé selon la revendication 7, dans lequel lesdits calculateurs de commande de vol ont à leur disposition des informations relatives au fait que l'aéronef est ou non au sol, caractérisé en ce que :
- on établit un critère de sol qui prend la valeur 0 lorsque l'aéronef est en vol et la valeur 1 lorsque l'aéronef est au sol ; et
- on multiplie, par ledit critère de sol, ledit plus grand des deux critères que sont le critère de manche (Cβ) et le critère d'assiette (Cθ), avant d'établir ledit critère de braquage d'ailerons (Ca).
9. Aéronef, caractérisé en ce qu'il met en œuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
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