WO2010007235A1 - Adaptation d'alertes de terrain sélectives, en fonction de la manoeuvrabilité instantanée d'un giravion - Google Patents

Adaptation d'alertes de terrain sélectives, en fonction de la manoeuvrabilité instantanée d'un giravion Download PDF

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WO2010007235A1
WO2010007235A1 PCT/FR2009/000759 FR2009000759W WO2010007235A1 WO 2010007235 A1 WO2010007235 A1 WO 2010007235A1 FR 2009000759 W FR2009000759 W FR 2009000759W WO 2010007235 A1 WO2010007235 A1 WO 2010007235A1
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WO
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aircraft
avoidance
flight
curve
terrain
Prior art date
Application number
PCT/FR2009/000759
Other languages
English (en)
Inventor
Serge Germanetti
Alain Ducollet
Original Assignee
Eurocopter
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
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Publication date
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Priority to EP09784221.5A priority patent/EP2289060B1/fr
Publication of WO2010007235A1 publication Critical patent/WO2010007235A1/fr
Priority to IL209665A priority patent/IL209665A0/en

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/04—Anti-collision systems
    • G08G5/045—Navigation or guidance aids, e.g. determination of anti-collision manoeuvers

Definitions

  • the present invention relates to the general technical field of flying aids for rotary wing aircraft, and in particular to automatic alerts for terrain avoidance.
  • the invention relates to the so-called “onboard” piloting assistance, that is to say at least partly on board manned aircraft, such as helicopters or convertible rotary wing aircraft.
  • the invention relates to the aid called "remote”.
  • the aid is aimed at rotating wing drones, that is to say uninhabited rotorcraft. Then, this flight aid according to the invention can not address a pilot, since there is no one on board the aircraft. It is then addressed to a human operator who operates the remote control of said drone.
  • the invention relates to the piloting aids for avoidance of terrain, known by the acronym in the English language "TAWS" (Terrain Avoidance Warning System).
  • TAWS systems must make it possible, as and when they are approached, to indicate the dangerous obstacles situated in front of the trajectory of the aircraft planned at a given instant in a danger zone.
  • a system makes it possible to automatically generate alerts, according to a map, if in a danger zone in front of the aircraft, an obstacle interferes with the planned trajectory of an aircraft at a given instant. given.
  • an alert is issued in the event that an obstacle interferes with the planned avoidance trajectory. by risking making an avoidance impossible.
  • the triggering of an alert is conventionally determined according to an avoidance trajectory considered as possible for the aircraft, its initially planned trajectory and its instantaneous speed.
  • patent EP 0 750 238 which has been lost for lack of novelty, describes this type of ground collision avoidance system. This system is said to be adaptive.
  • this system seems generally dedicated to aircraft of any type, it is only suitable for aircraft. In particular, this system is not intended for a rotary wing aircraft or a helicopter. In addition, this document does not describe a conical curve or a clean type curve such as a parabola, ellipse or hyperbola. This document evokes a logic of updating data integrating parameters specific to the device and a notion of "possible maneuver".
  • EP 0 750 238 does not take into account the instantaneous maneuverability of a rotary wing aircraft. Such a calculation, based on up-to-date data (e.g. possible vertical acceleration and / or instantaneous mass) produced by flight equipment, is not described by this document. In a separate approach, this document predicts that terrain and input altitudes are derived from active terrain sensors, an inertial navigation system, and a radar altimeter.
  • a rotorcraft is able to perform many different types of flights, in comparison with a fixed-wing aircraft. Apart from take-offs and landings, for rotorcraft, only point-to-point transport flights are comparable with flights of aircraft, especially civil ones.
  • the same helicopter can perform close observation flights, tactical missions, rescues, disaster interventions, etc.
  • HTAWS Radio Technical Commission Aeronautics
  • said anticipation distance is a value expressed in units of length (meters or kilometers, for example).
  • this distance to the aircraft is also called the danger zone.
  • the distance of anticipation is most often evaluated by the multiplicative product between the instantaneous speed of the aircraft and a constant time which corresponds to a whole family of aircraft.
  • This anticipation distance comprises a transfer time, that is to say the estimated duration of the pilot's reaction, which flows between the alert and the initiation by the pilot of an avoidance trajectory.
  • the calculated avoidance trajectory also takes the form of a succession between a rectilinear section corresponding to the transfer time, to which is attached an arc of a circle oriented in the direction of a distance from the obstacle. This is called a "ski tip" trajectory.
  • the "ski tip" avoidance trajectory is calculated so that the pilot can act on the aircraft so as to avoid the obstacle in a danger zone.
  • a terrain alert system providing increased security for rotary wing aircraft would be desirable, so that an alert does not require the use of optimal or even maximum and instantaneous avoidance (ie maneuverability) capabilities of the aircraft. concerned, either inhibited or postponed at a later time.
  • maneuverability parameters is complex, especially with respect to the aircraft ground warning systems that use in practice only the integration of a single and absolute value (without physical unit) of speed.
  • maneuverability parameters More specifically, concerning the logical integration of maneuverability parameters, it is understood that the instantaneous maneuverability of an aircraft is correlated with a large number of parameters, which should therefore be sorted, qualified, and mutually compatible, as well as with their integration with the terrain alert system.
  • these parameters include the aircraft model in question, in the sense that a light, powerful and modern aircraft model has greater maneuverability than that of another model of apparatus, less light, powerful and modern.
  • the invention proposes an avoidance trajectory with a substantially rectilinear section, and proximal to the device.
  • This proximal section would translate the transfer time, without major recourse to the speed of the aircraft.
  • the avoidance trajectory proposed by the invention comprises a section contiguous to the previous one, of conical curvilinear shape.
  • the reference mark in which such an avoidance trajectory would be included would comprise an axis comparable to an abscissa, linked to the speed of the rotary wing aircraft at a given moment, which one wishes to slow down.
  • the invention provides for choices contrary to the evidence as to the data resulting from this puncture, enabling them to be both significant and compatible with the approximations to be performed, which is advantageous.
  • an embodiment of the invention provides in particular:
  • a proposed avoidance trajectory that is optimized, comprising at least one conical (non-circular) section, calculated in particular in real time as a function of up-to-date data produced by flight equipment, such as the possible vertical acceleration from the collective pitch or propulsion rotors and levitation and / or the instantaneous mass of the rotary wing aircraft.
  • Said data produced by flight equipment has been produced by one or more existing or conventional flight equipment, for example by a First Limitation Indicator or "IPL”, as explained above.
  • IPL First Limitation Indicator
  • many rotary wing aircraft already have flight equipment such as an IPL, which continuously calculates an available power margin, here in the form of the collective pitch value of its rotor or so-called rotors. "Principal”.
  • This value of collective pitch is then available on board and without the need for additional equipment.
  • This collective pitch value corresponds to the product of the vertical acceleration possible at a given moment, multiplied by a coefficient proportional to the mass (either at takeoff, or estimated at the chosen instant) of the apparatus.
  • the avoidance trajectory is optimized.
  • This avoidance trajectory is close to a tangent to the horizontal, in the case where little or no power margin is available.
  • the parameters obtained can be logically considered as simple variables that need only be injected as data, in a single algorithm, that is to say compatible with a wide range of winged aircraft. rotating.
  • Recommendation RTCA-309 on future HTAWS systems offers features to be provided for these systems dedicated to helicopters.
  • the document FR1374954 proposes an autopilot for flights of aircraft at very low altitude, in which maneuvers are limited in their effects to a certain minimum.
  • FR2813963 discloses a visual display of ground collision avoidance information in an aircraft and especially an aircraft.
  • a command factor includes the distance to the obstacle, but also the variation of said distance, and the direction of the velocity vector, as it is ascending, horizontal or descending.
  • the predicted axis can be curvilinear and the vertical plane is not necessarily flat.
  • Document FR2749545 describes the foundations of a First Limitation Indication (IPL) system. This system determines the power margin available on one or more engines of an aircraft, according to its flight conditions. The goal is to allow a pilot to "pull out" information relevant to the piloting.
  • IPL First Limitation Indication
  • the indicator (IPL) in addition to the display of visualization, can serve as basic information for the development of a law of effort, making it possible to warn the pilot when approaching a limitation by physical means: hardening of a spring or jack, vibrations for example.
  • the document FR2756256 describes a power margin indicator I PL for a rotary wing aircraft, in particular a helicopter, intended to provide available power margin information as a function of the flight conditions. From control parameters and values of engine utilization limitations, a power margin indicator, expressed as a collective pitch value, is developed.
  • the document FR2712251 describes a low altitude piloting aid.
  • the position of an optimal sway point is calculated, in particular, from the helicopter speed vector.
  • a limiting load factor to pitch up depends on the mass of the helicopter in particular.
  • An audible alarm is possible, in addition to the visual display.
  • An angular sector search area is limited to a distance L of the helicopter.
  • the document FR2886439 describes a low altitude flight aid for performing a contour or tactical flight.
  • an optimal curve is determined according to the speed of the aircraft.
  • the document US3245076 aims to optimally use the maneuvering capabilities of the aircraft in an autopilot.
  • the warning envelope has a first segment between two points, and the prediction of ascent of the aircraft is calculated according to various parameters, such as predictable pitching, lift, drag, the estimated weight of the aircraft. aircraft.
  • Document US 6380870 describes a determination of forward distance value for high speed flight, typically for an aircraft.
  • the objective is to make the flight as constant as possible, by switching between a variable reaction value to a high-speed constant reaction value. Also, this limits the spurious alerts at low speed.
  • US6583733 discloses a helicopter ground proximity alert system, with a first mode and a second mode of operation. These modes are selected by the driver. A display for the pilot is shown.
  • This system is described as a TAWS or GPWS, which integrates the flight characteristics of a rotorcraft with respect to a fixed-wing aircraft.
  • the goal is to adapt the system to the type of flight in progress, while taking into account the instant capabilities of the device and limiting nuisance alerts. For this purpose, information is collected from a GPS.
  • the document US7064680 describes a front-end obstacle avoidance (FLTA) for an airliner, which classically provides warning sounds in the form of a warning (eg "ground”) and warning (eg "Cabrer”). Moreover, once avoidance maneuver completed and according to a horizontal projection of the aircraft before said end, is issued an audible alert with both a warning (eg "ground”) and a warning of end of danger (eg "clear", that is "clear”).
  • FLTA front-end obstacle avoidance
  • the present invention aims to provide adaptive, safe and reliable steering assistance, by integrating data compatible with useful approximations, as well as significant of the instantaneous maneuverability of a rotary wing aircraft, such as a helicopter. , a convertible aircraft or a drone.
  • such an aid proposes an HTAWS logically coupled to an IPL, which executes algorithms ensuring the integration of the instantaneous data of maneuverability, to emit selective alerts that are sufficiently reliable and reliable, in particular that are not overabundant.
  • the alerts thus made selective may include a dedicated audible alarm, while remaining effective, comfortable that is to say little intrusive.
  • Such an audible alarm takes the form of an explicit and contextual voice message, audible by the person in charge and lightening his attention to enable him to focus on the steering instruments to be operated.
  • An object of the invention is an alert development method for the avoidance of terrain by a rotary car aircraft.
  • This method provides for the development of an avoidance trajectory that includes a proximal section significant of a transfer time and an avoidance curve.
  • Said proximal section is extended in the continuation of a planned trajectory, over a distance that reflects an applicable time minimized according to a waybill of the aircraft.
  • Said avoidance curve comprises at least one distal section conical profile, attached to the proximal section and calculated according to the instantaneous maneuverability of the aircraft.
  • the proximal section is substantially rectilinear.
  • the applicable time minimized is based on a waybill and a parameter reflecting the model of the aircraft.
  • the applicable duration is minimized according to a waybill, then by division by at least one limiting ratio reflecting a flight parameter of the aircraft.
  • the conical curve is of the proper type, such as parabola, ellipse or hyperbola.
  • the conical curve is calculated in real time, based on up-to-date data produced by flight equipment, a value of which possible vertical acceleration and / or an instantaneous mass value of the rotary wing aircraft.
  • Another object of the invention is a field warning device.
  • This device is logically coupled to an indicator system of maneuverability, for example an IPL.
  • this device is at least partly embedded, and includes a flight equipment with a flight computer capable of executing a code that allows the implementation of the method above.
  • Yet another object of the invention is a rotary wing aircraft, which is either a helicopter, a convertible aircraft or a rotary wing drone.
  • this aircraft is capable of implementing the method mentioned above and / or comprises a terrain warning device as mentioned.
  • This aircraft has, in one embodiment, an audible alarm intended to be triggered selectively by the terrain alert.
  • FIG. 1 is a diagrammatic partial perspective view of longitudinal elevation, which illustrates an embodiment of a rotary wing aircraft, here a helicopter, equipped and able to implement the adaptation of terrain alerts according to the invention. , in particular depending on the maneuverability of this device; in this figure are shown for purposes of comparison, the transfer time (TT) and avoidance curves (CE) according to the techniques known in the upper part (dashed lines), as well as according to the invention in the lower part (discontinuous alternating lines);
  • TT transfer time
  • CE avoidance curves
  • FIG. 2 is a diagrammatic partial perspective view of longitudinal elevation, which illustrates an embodiment of a rotary wing aircraft, here a convertible aircraft, equipped and able to implement the adaptation of terrain alerts in accordance with FIG. invention;
  • FIG. 3 is a diagrammatic partial perspective view of longitudinal elevation, which illustrates an embodiment of a rotary wing aircraft, here a drone and its remote radio control station, equipped and able to implement the adaptation of alerts. field according to the invention;
  • FIG. 4 is a schematic partial view illustrating an embodiment of a terrain warning device for a rotary wing aircraft according to the invention.
  • FIG. 5 is a logic graph illustrating the main steps and phases in accordance with the invention of a terrain alert method implementation for a rotary wing aircraft, in particular as a function of the maneuverability of this aircraft.
  • a so-called longitudinal direction X corresponds to the main lengths or dimensions of the structures described.
  • the longitudinal direction X defines the main axis of advancement of the aircraft described, and the tangent to their instantaneous trajectory in their center of gravity.
  • Another direction Y said transverse corresponds to the trajectories or lateral coordinates of the described structures; these longitudinal directions X and transverse Y are sometimes called horizontal, for simplification.
  • a third direction Z is called elevation and corresponds to the height and altitude dimensions of the structures described: the terms up / down or up / down refer to it; for simplicity, this direction Z is sometimes called vertical.
  • the term “pitch up” means an action on the path, which brings the tangent of said elevation direction upward, while the term “stitching” indicates a downward approach of the path to the longitudinal direction.
  • the X and Y directions jointly define a plane X, Y, which is the main plane inside which the lift polygon of a described aircraft is inscribed.
  • the reference 1 generally designates a rotary wing aircraft or rotorcraft, in the sense that it has at least one rotor 2 for propulsion and lift.
  • the aircraft 1 according to the invention are capable of vertical take-offs and lift flights.
  • Some aircraft 1 according to the invention have several rotors 2 for propulsion and lift, for example two rotors 2 in which tandem or bunk.
  • An engine 44 is of course provided on each aircraft 1.
  • the aircraft 1 is a rotorcraft, and more particularly a helicopter 3 according to the invention, with a single rotor 2 for propulsion and lift, as well as an anti-torque rotor 4 on its tail.
  • the aircraft 1 is a convertible device 5 according to the invention, provided with two rotors 2 propulsion and lift, which are adjustable.
  • FIG. 3 shows an uninhabited aircraft 1 with rotary wing, here a drone 6 and its remote radio control station 7, according to the invention.
  • This drone 6 has a single rotor 2 propulsion and levitation.
  • Some drones 6 according to the invention have at least two rotors 2, sometimes superimposed and integrated into a fuselage 8, for example saucer-shaped.
  • All aircraft 1, 3, 5 and 6 according to the invention have at least one electronic flight equipment, such as that which is schematized in dashed lines in FIG. 4.
  • each flight equipment 9 has at least one flight aid such as the terrain warning devices 10 shown in FIGS. 1 to 5.
  • These devices 10 are warning and impact alarm systems, and typically but not exclusively TAWS.
  • Each warning and impact alarm device 10 makes it possible to produce and supply to the person (pilot or remote operator) who is driving the aircraft 1, an avoidance trajectory designated at TA in FIGS. .
  • each aircraft 1 has an alarm 45, able to be triggered by the device 10.
  • the alarm 45 is audible and / or display.
  • the avoidance trajectory TA is here formed by two contiguous sections, one of which is proximal to the aircraft 1, which is substantially rectilinear and whose projection on a transverse and longitudinal plane (X, Y) reflects the transfer time
  • the other section of the avoidance trajectory TA 1 at least partly and / or transiently draws a curve and is remote to the aircraft 1.
  • this curvilinear section is extended continuously with respect to the proximal section and has a projection on said transverse and longitudinal plane (X, Y) which expresses the travel time by the aircraft 1 of its avoidance curve. (THIS).
  • the distal section comprises, or even falls entirely within, a conical curve, whereas in ski-tip trajectories, the latter is in an arc.
  • the conics form a family of curves resulting from the intersection of a plane with a cone of revolution.
  • the conics are called clean, when the secant plane is not perpendicular to the axis of the cone, and does not pass through its summit. It will be seen that the curvilinear sections of the avoidance trajectory TA according to the invention are frequently of the own conical type. There are also three kinds of clean conics as a function of the angle of inclination of the secant plane with the axis of the cone
  • the conic curve is a parabola.
  • a mono-focal definition of conics involves a focus and a director.
  • a conical curve is placed in the second-order algebraic equation, in affine analytic geometry, considering these conics as plane curves, that is, curves whose Cartesian coordinates x and y are points along X and Y respectively, are the solutions of a polynomial equation of the second degree, of the form:
  • the reference used in the examples is the reference formed by the three orthogonal directions X, Y, Z, where x, y, z are the variables of the points of the curve respectively on one of said axes or directions X, Y, Z .
  • the terrain warning device 10 is at least partially embarked, in the sense that it is essentially located on board the aircraft 1.
  • components of such a device 10 according to the invention are embedded while others are at a distance from the aircraft 1.
  • this warning device 10 is physically partly embarked on board the aircraft 1, and partly integrated with its radio control station 7, or even deported by a data transfer link 11 to a dedicated computing center 12.
  • This link 11 is a telecommunication link in FIG.
  • the flight equipment 9 includes various other features such as aids to navigation, an autopilot, a ground proximity warning, a front-scanning obstacle avoidance, a descent algorithm premature, an onboard collision avoidance system, a traffic warning and collision avoidance system, global positioning system, etc.
  • the flight equipment 9 has what will be called here a maneuverability indicator system 13. It also operates iteratively and in real time.
  • Such a maneuverability indicator system 13 is able to produce and / or provide various data or significant and contextual parameters, from which it is possible, thanks to the characteristics of the invention, to have aircraft maneuverability indicators. 1.
  • the system 13 therefore takes into consideration all the rotors 2 of the aircraft 1, and therefore provides data reflecting the situation of the entire aircraft.
  • the maneuverability indicator system 13 includes a first limit or IPL indicator.
  • IPL indicator a first limit or IPL indicator.
  • other systems 13 are compatible with the invention, from the moment they provide the necessary data, whose content will be seen lower.
  • the maneuverability indicator system 13 repeats the teaching of the document FR2756256 so as to provide available power margin information as a function of the flight conditions. From control parameters and values of engine utilization limitations, a power margin indicator, expressed as a collective pitch value, is developed.
  • the system 13 at IPL continuously calculates an available power margin, in the form of the collective pitch value of the so-called "main" rotor 2 of the aircraft
  • This value of the collective pitch is therefore available for the flight equipment 9 and in particular for the device 10 for piloting assistance.
  • This value of the collective pitch available corresponds to the product of the vertical acceleration noted here "Gz”, possible at a given instant, multiplied by a coefficient K proportional to the mass of the aircraft 1.
  • the coefficient K is initialized at takeoff, and estimated in real time at the chosen moment.
  • equipment 9 as the device 10 and the system 13 comprise at least one computer 14, programmed according to computer codes ( Figures 4 and 5).
  • the programming code or complete algorithm 15 has been designed and written to be compatible without substantial modification, to a number The widest possible range of aircraft models 1. Only the data or parameters injected into this code 15 therefore allow the adaptation of the invention to each type and / or configuration of rotary wing aircraft 1.
  • FIGS. 1, 4 and 5 An example of a terrain alert function that takes into account, in particular, the margin of maneuver of the aircraft 1, is now set out with reference to FIGS. 1, 4 and 5.
  • FIG 1 there is a terrain 16 above which the aircraft 1 proceeds to a flight.
  • a map 17 is recorded which reflects this overflight terrain 16.
  • the aircraft follows a flight plan 19 recorded in the equipment 9, which defines a trajectory 20 provided for the flight, which is shown schematically in FIG. by a line, for the sake of simplification.
  • the invention proposes to emit at the most opportune moment, an alert expressing this risk, while allowing the aircraft 1 to fly as close as possible to the terrain 16.
  • FIG. 1 also shows an anticipation distance 22, that is to say the distance between the obstacle 18 and the position of the aircraft 1 at the time TO when the alert is issued. It will be recalled that, in the meantime, this distance 22 is calculated as a function of the flight speed of the aircraft 1.
  • the alert occurs only if the obstacle 18 is on the expected trajectory of the aircraft 1, and within the distance 22 also called the danger zone.
  • the classic avoidance trajectory TA in dashes which corresponds to the transfer time TT connected to the arc of the circle CE, clearly shows the disadvantages of the technologies based on the speed of flight (often flight speed multiplied by one given transfer time, usually constant).
  • the anticipation distance is excessive compared to the actual resources of the aircraft 1, which furthermore avoids the obstacle 18 by flying over it at a height much higher than that which it really imposes on the respect of the flight instructions, real context and security.
  • the margin of maneuverability of the aircraft 1 is notably taken into account. in account according to the invention.
  • the value of the flight speed is not preponderant in the determination of the avoidance trajectory TA, since it is taken to form this trajectory TA:
  • a TT transfer time limited to the reaction time 23 in Figure 1, for example of the order of 0.5 to 2 seconds, this corresponding to a substantially straight proximal section 25, behind which is attached ;
  • the avoidance trajectory TA section 25 + section 24, is short, that is to say, written in an anticipation distance 22 minus extended in the longitudinal direction X, that the distance 22 calculated for a less maneuverable aircraft 1 and / or in a less demanding flight context.
  • the field alert is emitted by the device 10 at a smaller distance from the obstacle 18, in the first case than in the second.
  • reaction time 23 to which a proximal section 25 corresponds is evaluated in particular according to the waybill 41 of the flight performed by the aircraft 1.
  • this reaction time 23 will be for example of the order of 0.5 to 1 second. If the flight is a simple transport operated by a basic aircraft 1 of large tonnage, this reaction time 23 will be for example of the order of 1 to 2 seconds.
  • this reaction time 23 may first be evaluated as a function, in particular, of the flight sheet 41, then adjusted according to contextual values, such as variable parameters that are significant for the state of the flight. aircraft 1 at the edge of the avoidance, for example obtained in real time.
  • the TT / 23 transfer time that defines the proximal section is calculated by the device 10 as follows.
  • an initially applicable time or duration value of between approximately 0.5 seconds and 2 seconds is determined according to the aircraft model 1.
  • This weighting is for example a first limitation, such as a division by a first limiting ratio.
  • this first ratio is of the order of
  • TT / 23 transfer time doubly reduced an adjustment is again made to result in a TT / 23 transfer time doubly reduced.
  • the TT time provided by division of the duration initially applicable by the first ratio is still limited by division, this time according to a parameter reflecting an increase of the acceptable risk, here the experience of the person in charge of the aircraft 1.
  • the second limitation parameter reflects the degree of pilotage expertise. If the pilot or the ground operator is experienced, this second limitation parameter is of the order of 1, 1 to 1, 3, for example 1, 25. If the pilot or the ground operator is normally qualified, this second limitation parameter is of the order of 1.
  • the second limitation parameter reflects the mission priority factor. Yes the mission is a high priority, and includes an intrinsic risk as in wartime, the parameter of second limitation is of the order of 1, 1 to 1, 2, for example 1, 15. If the mission is of importance more common, this second limitation parameter is of the order of 1.
  • the proximal section is not always rectilinear. In fact, it is obtained in certain embodiments, by continuation of the trajectory 20 provided, that it is straight or curvilinear, during the time TT obtained and noted in 23.
  • the conical section 24 defines, according to the invention, on the abscissa along the longitudinal direction X, at least a part of the avoidance curve CE as a function of a value of achievable celerity (by permissible slowdown) by the aircraft 1 at the end of the transfer time 23, and in ordinate according to the vertical acceleration capacity Gz of this aircraft 1, at the end of the transfer time 23.
  • the conical curve 24 is relatively close to the expected path 25 and therefore the longitudinal direction X (called "horizontal"), if the maneuverability of the aircraft 1 is low. This necessarily results in an extension of the distance 22 of anticipation.
  • the conical curve 24 is momentarily capable of diverging strongly from the planned trajectory 25 and therefore of approaching the direction of elevation Z (called “vertical") while going upwards, if the maneuverability of the aircraft 1 is high. This necessarily results in a shortening of the distance 22 of anticipation.
  • Such maneuverability parameters namely the collective pitch 26 and the collective pitch margin 27, are judiciously obtained thanks to a preferred embodiment of the invention.
  • the driver assistance device 10 for example a TAWS
  • the avoidance warning system 13 for example an IPL
  • the additional processing means to be provided in this case are most often limited to programming code of the computer 14.
  • this available vertical acceleration margin Gz is denoted by ⁇ Gz (delta of Gz). It turns out that from the collective pitch 26, ⁇ Gz defines an increase 27 of this pitch angle, on the blades of the rotor 2.
  • the instantaneous value of Gz is introduced into a conical function 24 and provides a draft avoidance curve CE, which is then adjusted according to additional maneuverability parameters or contextual data.
  • the conical function 24 of the avoidance curve CE is thus a function of the power margin, or at least the vertical acceleration Gz, of the aircraft 1, at time TO.
  • the proximal transfer section and the conical function 24 of the avoidance curve CE can be deduced according to the invention.
  • the sum of the projections 23 of the section 25, and a projection 29 of the conical avoidance curve 24 on the longitudinal direction X is visibly less than the distances TT and 21 obtained with conventional technologies.
  • various parameters designated at 30 in FIG. 4 are taken into account and integrated into the evaluation of the avoidance trajectory TA of the invention, since they affect the maneuverability of the aircraft 1, whose :
  • instantaneous parameters such as the temperature 32 to the engine 44 of the aircraft 1, the pressure 33 to this engine 44 as well as the effective torque 34 to the rotor 2 are logically injected into the maneuverability indicator system 13. , for example an IPL.
  • This method is iterative if necessary, and the injection of the parameters 32 to 34 is the start step of a logic loop, at time TO.
  • the maneuverability indicator system 13 calculates an instantaneous value of the available power margin, designated at 35. It has been seen above how this is done according to the invention.
  • a step 36 (illustrated by an integrating arrangement also designated 36), so-called static parameters 37 are integrated, and in particular parameters 37 significantly reflecting the model of the aircraft 1 (stored within the equipment 9 for example via the computer 14 or a link 1 1).
  • This trajectory TA is developed so as to correspond to the following equation:
  • the results of this equation are estimated assuming a transient avoidance curve (not applied otherwise than as a transient calculation value) which is circular, to derive a value R which defines a radius. of this transitory curve of avoidance.
  • W1 (Omega) is the acceleration of the aircraft 1, and V1 its speed.
  • the distance that defines the danger zone be as short as possible, while maintaining maximum safety .
  • the mechanical power P (Vz), necessary for the aircraft 1 to produce the climbing force Fz, is equal to the sum of the forward power (in the X direction) with the climbing capacity, noted:
  • NRO is the rotational speed of the rotor 2 at time TO and N R at obtaining the target force Fz;
  • Col. PO is the collective pitch of rotor 2 at time TO;
  • A, B and C are constants depending on the speed of advance Vx of the aircraft 1.
  • the current collective pitch (Col. PO) applied corresponds to developing the necessary power P (Vx) to the advancing flight, and therefore that the power margin will result in a speed of ascent. equal to: (Fn, Vz) / 2.
  • the power margin is related to the collective margin [(CoI.P) - (Col. PO)] in the form of a proportionality to the square of the margin of not collective.
  • this collective pitch margin is provided according to the invention, by the system 13 maneuverability indicator.
  • W K (NR). (MO), where (MO) is the momentary torque (TO).
  • the system 13 comprises a logic link with an automatic controller with full redundant authority of the engine 44 (such as a "FuII Authority Digital Engine Control” or FADEC) of the aircraft 1, the latter delivering a torque margin value available, after transforming the available margins (temperature 32 or 33 pressure for example) into instantaneous torque value via the mathematical model of said engine 44.
  • an automatic controller with full redundant authority of the engine 44 such as a "FuII Authority Digital Engine Control" or FADEC) of the aircraft 1, the latter delivering a torque margin value available, after transforming the available margins (temperature 32 or 33 pressure for example) into instantaneous torque value via the mathematical model of said engine 44.
  • the actuators 44 are controlled and regulated by this control and regulation device provided with an electronic control computer, called FADEC, which determines in particular the position of the fuel dispenser according to a hand of a loop of regulation comprising a primary loop based on maintaining the rotation speed of the rotor 2 of the rotorcraft 1, and secondly a secondary loop based on a set value of the driving parameter.
  • FADEC electronice control computer
  • a FADEC further receives signals relating firstly to the monitoring parameters of the engine 44 it controls, and secondly to important rotorcraft monitoring parameters such as the rotational speed of the rotorcraft.
  • main rotor 2 for advancement and levitation for example.
  • maneuverability indicator to participate in providing the device 10 parameters and data that are necessary.
  • the FADEC is integrated with the computer 14 and, in fact, with the equipment 9 on board.
  • the system 13 then transmits the values of the monitoring parameters to a control and regulation display, arranged in the cockpit of the rotorcraft 2, via a digital link.
  • this display may comprise a first limitation instrument which identifies and displays a limiting parameter, namely the monitoring parameter closest to its limit.
  • the FADEC can possibly determine this limiting parameter, the first limitation instrument then being content with the display.
  • the FADEC is able to trigger a plurality of alarms if incidents occur, a minor failure or total of the fuel control of the engine 44 for example.
  • the FADEC sends to the display system information via a digital link when a monitoring parameter of the turbine engine exceeds a predetermined limit by the engine.
  • the aircraft 1 has a large amount of margin, this avoids a field alert, for example in a tactical flight.
  • the aircraft 1 is already at the power limit at the instant TO, the terrain analysis will be automatically carried out over a further distance 22 towards the front of the aircraft 1.
  • this step of anticipation distance switching 22 is operated according to the map 17 in which the obstacle interactions 18 are sought in two computing sectors within the range. a maximum value of anticipation distance, with a high margin of application of a calculation.
  • the movement is put in equation: in the X direction, the movement Mx is: (Vx) times the duration (Dx) expected to be elapsed between TO and the time at the joint between the proximal section 25 and the conical curve 24, namely:
  • the movement (Mz) is: 1/2 (Gz) times the square of the time expected to elapse between TO and the time at the joint between the proximal section 25 and the conical curve 24, that is:
  • Such an equation defines a sector of conical curve, here a parabola, the characteristic of which is related to the margin expressed in collective pitch.
  • a protection zone can be used in the form of a linear torso zone.
  • a linear torso zone rests on a parallel to the longitudinal direction and the predicted trajectory 20, but draws a broken line in place of the curvilinear pattern obtained with the previous calculations.
  • intersection P is sought between said parallel to the longitudinal direction and the predicted trajectory 20 and a tangent 43 to said curvilinear path. This is illustrated schematically in FIG.
  • This point P has a position (xP; zP) such that:
  • the distance from the origin to xP is the margin along the X direction.
  • T1 TO - [(K ', ⁇ S, TO)] 2 / [(K "), ⁇ MT] involving the ratio between the output margin of the system 13 and the torque margin of the engine 44, the choice of the linear torso zone instead of the curvilinear curve initially calculated, remains perfectly related to the instantaneous maneuvering margins of the aircraft 1. In fact, such a straight torso zone forms a significant and coherent calculation relief.
  • the invention assigns a duration of pilot reaction time, for example determined according to the type of flight in progress (eg military or civilian / cruise or flight phase). attentive). This results in a delimitation segment proximal to the rotorcraft 1, the danger zone, which is not exclusively proportional to the speed.
  • the direction (pitching / pitching) of the speed vector of the rotorcraft 1, as well as the resources of the rotorcraft available at a given instant, are integrated in the calculations of delimitation of the danger zone by the invention.
  • a proposed solution consists of coupling from a logical point of view the TAWS to I 1 I PL of the rotorcraft 1.
  • the I PL translates the resources of the rotorcraft 1, available at a given moment, especially in terms of power, in the form of collective pitch. In fact, it is possible to deduce at the given moment, the vertical acceleration, the mass and the direction of the speed vector of the rotorcraft 1.
  • the IPL used may correspond to the teaching of document FR2756256 which describes a power margin indicator where, based on control parameters and values of the limitations of use of the engine 44, is developed a power margin indicator expressed as a collective pitch value in particular.
  • the adaptive TAWS calculates a shortened danger zone, delimited by a conical shape curve, while maintaining maximum safety.
  • reaction time of the short pilot of the order for example of less than one second for an attentive flight, to less than two seconds for a flight of cruise, characterized by a segment substantially proportional to the speed of the homogeneous transfer device to a duration, that is to say a time, which would be as limited as possible (for example depending on the type of flight, the flight phase, historical data and personal abilities of the pilot in such a context);
  • pseudo-conical curve that is to say whose projection in a plane substantially parallel to a longitudinal direction of the aircraft and secant to its trajectory at its origin, draws at least one sector of conical curve, such as parabola) avoidance, which would be related, in particular to the maneuverability of the aircraft 1 rotary wing, real time.

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Abstract

L'invention concerne l'élaboration d'alertes pour l'évitement de terrain par un aéronef (1) à voiture tournante, qui prévoit l'élaboration d'une trajectoire d'évitement (TA) avec un tronçon proximal et une courbe d'évitement (CE). Le tronçon proximal (25) est déterminé en fonction d'une feuille de route de l'aéronef (1), et la courbe d'évitement (CE) forme un tronçon distal (24) de courbe conique et calculé en fonction de la manoevrabilité instantanée de l'aéronef (1).

Description

Adaptation d'alertes de terrain sélectives, en fonction de la manœuyrabilité instantanée d'un giravion
La présente invention se rapporte au domaine technique général des aides au pilotage d'aéronefs à voilure tournante, et en particulier aux alertes automatiques pour l'évitement de terrain.
Pour clarifier la description, les technologies existantes ainsi que les problèmes techniques rencontrés avec celles-ci seront d'abord exposés de manière générale. Ce n'est qu'ensuite qu'est regroupée la citation de divers documents illustrant ces technologies.
Dans le domaine technique mentionné, l'invention concerne l'aide au pilotage dite « embarquée », c'est-à-dire au moins en partie à bord d'aéronefs habités, tels que les hélicoptères ou les aéronefs convertibles à voilure tournante.
Egalement, l'invention concerne l'aide dite « à distance ». Dans ce cas, elle vise les drônes à voilure tournante, c'est-à-dire des giravions inhabités. Alors, cette aide au pilotage selon l'invention ne peut s'adresser à un pilote, puisqu'il n'y a personne à bord de l'aéronef. Elle s'adresse alors à un opérateur humain qui opère le contrôle à distance dudit drône.
Plus spécialement, l'invention vise les aides au pilotage par alerte pour l'évitement de terrain, connues sous l'acronyme en langue anglaise « TAWS » (Terrain Avoidance Warning System).
Ces systèmes TAWS doivent permettent d'indiquer, au fur et à mesure de leur rapprochement, les obstacles dangereux situés en avant de la trajectoire de l'aéronef prévue à un instant donné, dans une zone de danger. En d'autres termes, un tel système permet de produire automatiquement des alertes, en fonction d'une cartographie, si dans une zone de danger en face de l'aéronef, un obstacle interfère avec la trajectoire prévue d'un aéronef à un instant donné.
De fait, partant de coordonnées connues de la position instantanée de l'aéronef, ainsi que de son plan de vol et de la cartographie du terrain survolé, une alerte est émise dans le cas où un obstacle interfère avec la trajectoire d'évitement prévue tout en risquant de rendre un évitement impossible.
Le déclenchement d'une alerte est classiquement déterminé en fonction d'une trajectoire d'évitement considérée comme possible pour l'aéronef, sa trajectoire prévue initialement et sa vitesse instantanée.
En pratique, il est apparu que les systèmes d'alerte pour l'évitement de terrain (qu'il s'agisse de TAWS ou d'autres Ground Proximity Warning Systems dits « GPWS ») prévus pour les avions, ne sont pas satisfaisants pour les aéronefs à voilure tournante.
Par exemple, le brevet EP 0 750 238 qui a été déchu pour défaut de nouveauté, décrit ce type de système d'évitement de collision au sol. Ce système est dit adaptatif.
Bien que ce système semble dédié de manière générale à des aéronefs quels que soient leur type, il n'est approprié qu'à des avions. Notamment, ce système n'est pas prévu pour un aéronef à voilure tournante ou un hélicoptère. En outre, ce document ne décrit pas de courbe conique, ni de courbe de type propre telle qu'une parabole, ellipse ou hyperbole. Ce document évoque une logique de mise à jour de données intégrant des paramètres propres à l'appareil et une notion de « manœuvre possible ».
Par contre, l'enseignement de ce document EP 0 750 238 ne permet pas prendre en compte la manœuvrabilité instantanée d'un l'aéronef à voilure tournante. Un tel calcul, en fonction de données à jour (e.g. accélération verticale possible et / ou masse instantanée) produites par des équipements de vol, n'est pas décrit par ce document. Dans une approche distincte, ce document prévoit que les altitudes de terrain et d'entrée sont issues de capteurs actifs de terrain, d'un système de navigation inertielle et d'un altimètre radar
Ceci est lié aux spécificités de structure et de fonctionnement de ces aéronefs à voilure tournante, dont l'influence est plus déterminante sur les possibilités effectives d'évitement d'obstacle, pour les giravions que pour les avions.
En effet, un giravion est capable d'effectuer de nombreux types de vols différents, en comparaison avec un aéronef à voilure fixe. En dehors des décollages et des posés, pour les giravions, seuls les vols de transport de point à point sont comparables avec des vols d'avions, en particulier civils.
Ainsi, un même hélicoptère peut notamment effectuer des vols d'observation rapprochée, des missions tactiques, des sauvetages, des interventions sur sinistres, etc.
Lors de tels vols, les paramètres pris en considération et les alertes fournies par un système d'évitement de terrain prévu pour un avion, sont inappropriées, voire indésirables ou même dangereuses. Il en va de même des phases de décollage et de posé, lors desquelles les aides au pilotage prévues pour des avions s'avèrent inappropriées.
Face à ce constat, des recommandations spécifiques aux hélicoptères ont été récemment préparées par une autorité consultative majeure en matière d'aviation, à savoir la « RTCA
(Radio Technical Commission Aeronautics) », relativement aux systèmes d'alerte pour l'évitement de terrain. Ces recommandations dédiées aux hélicoptères préconisent des systèmes appelés sont appelés HTAWS.
En effet, avec les technologies classiques d'alerte de terrain pour avions, la distance d'anticipation d'un obstacle impliquant une modification de trajectoire, est quasi exclusivement calculée en fonction de la valeur absolue de la vitesse d'avance de l'avion.
Schématiquement, plus cette valeur de vitesse est élevée, plus la distance d'anticipation est longue. Autrement dit, plus le vol est rapide, plus le système d'alerte de terrain surveille loin devant l'avion.
Ainsi, ladite distance d'anticipation est une valeur exprimée en unités de longueur (mètres ou kilomètres par exemple).
Puisque c'est à l'intérieur de cette distance que le système d'alerte vérifie s'il existe ou pas un obstacle sur le terrain, cette distance face à l'appareil est appelée également zone de danger.
Classiquement, la distance d'anticipation est le plus souvent évaluée par le produit multiplicatif entre la vitesse instantanée de l'avion et un temps constant qui correspond à toute une famille d'avions.
Cette distance d'anticipation comprend un temps de transfert, c'est-à-dire la durée estimée de réaction du pilote, qui s'écoule entre l'alerte et l'amorçage par le pilote d'une trajectoire d'évitement.
Cependant, aucun autre paramètre de vol (e.g. tactique, de transfert, de sauvetage, etc.) n'étant pris en compte, il arrive alors trop souvent qu'en pratique, les déclenchements d'alertes soient inopinés ou trop nombreux. Ceci gène le pilote au lieu de l'assister. De fait, pour pallier cette gène, il arrive que le pilote en vienne à interrompre complètement le fonctionnement de cette aide au pilotage.
Ceci est particulièrement courant quand un système d'alerte de terrain prévu pour avion est adapté à un giravion.
Avec de tels systèmes, la trajectoire d'évitement calculée prend par ailleurs la forme d'une succession entre un tronçon rectiligne correspondant au temps de transfert, auquel est accolé un arc de cercle orienté dans le sens d'un éloignement par rapport à l'obstacle. On parle alors de trajectoire en « pointe de ski ».
Autrement dit, la plupart des systèmes actuels prévoient en pratique, un temps de transfert rectiligne fondé sur la vitesse et une courbe d'évitement en arc de cercle dont le rayon correspond à une marge de sécurité maximale, sans véritablement prendre en compte les capacités intrinsèques réelles ni la situation instantanée de l'appareil.
Bien sûr, la trajectoire d'évitement en « pointe de ski » est calculée pour que le pilote puisse agir sur l'avion de manière à éviter l'obstacle dans une zone de danger.
Mais on l'a vu, du fait de son mode de calcul, il est fréquent par exemple en vol tactique, que des alertes soient déclenchées en l'absence de véritable danger ou soient erronées voire soient quasiment permanentes.
De ce qui précède, on comprend qu'il conviendrait de proposer un système d'alerte de terrain pour aéronef à voilure tournante, qui ne génère que les alertes véritablement utiles à son pilote, au moment le plus opportun possible, c'est-à-dire ni trop tôt, ni trop tard . On appelle « fiabilité » cette exclusion sélective des alertes superflues.
En outre, un système d'alerte de terrain offrant une sécurité accrue pour aéronef à voilure tournante serait souhaitable, de sorte qu'une alerte ne nécessitant pas de recourir aux possibilités optimales voire maximales et instantanées d'évitement (i.e. la manœuvrabilité) de l'appareil concerné, soit inhibée ou repoussée à un moment ultérieur.
Ceci permettrait de préserver la trajectoire de vol la plus proche possible du terrain, sans augmenter les risques propres aux obstacles de ce terrain. Une telle sécurité accrue serait hautement souhaitable, par exemple dans le cas d'un vol militaire tactique.
On comprend néanmoins que les impératifs de sécurité d'une part, et d'autre part les contraintes de vol, sont antinomiques lorsqu'il s'agit de mettre au point, en pratique, un système d'alerte de terrain pour aéronef à voilure tournante qui générerait des alertes à la fois au moment opportun, tout en demeurant fiables et sécuritaires en termes de possibilités d'évitement.
Afin de pallier ces inconvénients notamment, il a été choisi avec l'invention de ne pas fonder quasi exclusivement l'origine de l'évitement sur la valeur absolue mesurée de la vitesse instantanée.
Cependant, trois problèmes techniques supplémentaires conditionnent cette approche dans la pratique.
En premier lieu, l'intégration logique de paramètres de manœuvrabilité est complexe, notamment par rapport aux systèmes d'alerte de terrain pour avions ne recourant en pratique qu'à l'intégration d'une valeur unique et absolue (sans unité physique) de la vitesse.
En second lieu, il n'est pas souhaitable que l'obtention de paramètres de manœuvrabilité significatifs nécessite des équipements additionnels dédiés, tels que des capteurs, des câblages et des automates embarqués. Ceci alourdirait l'appareil de façon inacceptable.
En troisième lieu, les procédés d'aide au pilotage étant exécutés par des ordinateurs programmés à l'aide de codes informatiques, il n'est pas envisageable de concevoir et d'écrire un code ou algorithme complet et spécifique, pour chaque modèle, chaque type et chaque configuration d'aéronef à voilure tournante.
Plus précisément, concernant l'intégration logique de paramètres de manœuvrabilité, on comprend que la manœuvrabilité instantanée d'un aéronef est corrélée à un grand nombre de paramètres, qu'il conviendrait donc de trier, qualifier et rendre compatibles mutuellement ainsi qu'avec leur intégration au système d'alerte de terrain.
Notamment, ces paramètres comprennent le modèle d'aéronef en question, au sens où un modèle d'appareil léger, puissant et moderne possède une manœuvrabilité supérieure à celle d'un autre modèle d'appareil, moins léger, puissant et moderne.
Toutefois, pour un modèle donné d'aéronef à voilure tournante, la manœuvrabilité varie de manière non négligeable du fait de diverses situations.
Notamment, la manœuvrabilité d'un appareil évolue en fonction de paramètres tels que :
- son environnement de vol (température et pression atmosphérique ambiantes, altitude, hygrométrie, poussières, etc.) ;
- sa phase de vol (décollage, croisière, approche, posé, etc.) ;
- son état fonctionnel initial lors du vol donné (i.e. les états de maintenance, de vieillissement, de remplissage réservoirs, de chargement à bord, les équipements embarqués, etc.) ;
- son état instantané (i.e. les paramètres de fonctionnement à un instant donné, tels que température / pression des fluides et flux, charge électrique restante, masse totale de l'appareil, puissance motrice disponible, mode de pilotage à vue ou aux instruments, etc.) ;
- sa feuille de route (mission civile ou militaire, tactique ou de simple transport, sauvetage, etc.).
Il serait donc avantageux de pouvoir efficacement intégrer de tels paramètres à la méthode de détermination de la trajectoire d'évitement, sans alourdir et ralentir les calculs de déclenchement d'alerte. On comprend que ceci reviendrait à adapter en temps réel, la réponse d'un système d'alerte de terrain pour aéronef à voilure tournante, en fonction des performances effectives de cet aéronef à un instant donné, et en particulier de sa manœuvrabilité.
De plus, il serait avantageux que la trajectoire d'évitement soit en adéquation plus proche avec le terrain, par rapport à une « pointe de ski ».
Dans ce but, l'invention propose une trajectoire d'évitement avec un tronçon sensiblement rectiligne, et proximal à l'appareil. Ce tronçon proximal traduirait le temps de transfert, sans recours majeur à la vitesse de l'aéronef.
La trajectoire d'évitement proposée par l'invention comporte un tronçon contigu au précédent, de forme curviligne conique.
Le repère dans lequel s'inscrirait une telle trajectoire d'évitement comporterait un axe assimilable à une abscisse, lié à la vitesse de l'aéronef à voilure tournante à un instant donné, que l'on désire ralentir. L'autre axe de ce repère assimilable à une ordonnée, correspondrait à la capacité d'accélération verticale.
On comprend qu'ainsi des fausses alertes pourraient être limitées, et souvent évitées.
Mais à défaut de pouvoir obtenir ces paramètres sans compliquer ni alourdir l'aéronef à voilure tournante, les avantages procurés par leur prise en compte (celle de ces paramètres) se verraient grandement réduits, voire annihilés.
II se pose donc la question de l'obtention de paramètres significatifs, cohérents et qualifiés de manœuvrabilité, sans nécessiter d'équipements dédiés supplémentaires notoires. C'est de manière inattendue que ce dilemme est résolu. En synthèse, les paramètres utiles sont obtenus par des approximations judicieuses, à partir de données produites par des équipements de vol usuels dans les aéronefs à voilure tournante modernes.
En particulier, ces approximations sont rendues possibles par le couplage logique, c'est-à-dire la ponction pour l'aide au pilotage, de données déjà disponibles à bord. Ceci s'oppose aux préjugés usuels existants.
Par contre, l'invention prévoit des choix contraires aux évidences quant aux données issues de cette ponction, leur permettant d'être à la fois significatives et compatibles avec les approximations à opérer, ce qui est avantageux.
Ainsi, une réalisation de l'invention prévoit notamment :
- une distance de transfert sous forme de temps minimisé en fonction d'au moins un paramètre disponible à bord, tel que la feuille de route (e.g. vol tactique ou de croisière) ; et
- une trajectoire proposée d'évitement qui est optimisée, comportant au moins un tronçon conique (non circulaire), calculé notamment en temps réel en fonction de données à jour produites par des équipements de vol, telles que l'accélération verticale possible à partir du pas collectif du ou des rotors de propulsion et sustentation et / ou de la masse instantanée de l'aéronef à voilure tournante.
Lesdites données produites par des équipements de vol ont été produites par un ou plusieurs équipements de vol existants ou classiques, par exemple par un Indicateur de Première Limitation ou « IPL », tel qu'exposé précédemment. En effet, nombre d'aéronefs à voilures tournantes disposent déjà d'un équipement de vol tel qu'un IPL, qui calcule en permanence une marge de puissance disponible, ici sous la forme de valeur de pas collectif de son ou de ses rotors dits « principaux ».
Cette valeur de pas collectif, est alors disponible à bord et ce sans nécessiter d'équipement additionnel. Cette valeur de pas collectif correspond au produit de l'accélération verticale possible à un instant donné, multipliée par un coefficient proportionnel à la masse (soit au décollage, soit estimée à l'instant choisi) de l'appareil.
L'intégration de cette valeur de pas collectif significative de la marge de puissance permet d'obtenir de façon simple, un système d'alerte de terrain qui serait alors dit « adaptatif », pour le calcul de la zone de danger, de la distance de transfert et de la courbe d'évitement, ceci sans influencer l'algorithme spécifique de cette aide au pilotage.
Ainsi, selon les situations auxquelles un aéronef à voilure tournante est confronté, la trajectoire d'évitement est optimisée.
Cette trajectoire d'évitement se rapproche d'une tangente à l'horizontale, dans le cas où peu voire aucune marge de puissance n'est disponible.
A l'opposé, la trajectoire d'évitement s'approche d'une tangente à la verticale, plus la vitesse longitudinale de l'appareil est faible et / ou la puissance disponible est importante. Cette dernière situation est particulièrement utile dans le cas d'un vol tactique, puisqu'elle réduit à un minimum la zone de danger, tout en autorisant un vol sûr à basse altitude par rapport au terrain. Cette intégration de valeurs obtenues par des équipements de vol existants permet en outre de lever le troisième problème technique supplémentaire évoqué, à savoir l'écriture d'un algorithme unique, complet et compatible avec de nombreux modèles, types et configurations d'aéronef à voilure tournante.
En effet, les paramètres obtenus peuvent être logiquement considérés comme de simples variables qui n'ont qu'à être injectées en tant que données, dans un algorithme unique, c'est- à-dire compatible avec une gamme étendue d'aéronefs à voilure tournante.
Citons maintenant divers documents relatifs aux aides au pilotage.
D'une manière générale, on trouve notamment dans la Circulaire N" 0236-2005.07.29, de transport Aviation Civile du Canada, des définitions et quelques brefs explication des divers systèmes d'avertissement et d'alarme d'impact (TAWS) embarqués, d'autres systèmes d'anticollision et des systèmes d'évitement d'obstacle à balayage frontal (en langue anglaise Forward Looking Terrain Avoidance « FLTA »).
Dans le même ordre d'idées, la Préconisation RTCA-309 relative aux futurs systèmes HTAWS, propose des fonctionnalités à prévoir pour ces systèmes dédiés aux hélicoptères.
Le document FR1374954 propose un pilote automatique pour des vols d'aéronefs à très basse altitude, dans lequel des manœuvres sont limitées dans leurs effets à un minimum déterminé.
Le document FR2813963 décrit un affichage visuel d'informations d'évitement de collision avec le sol, dans un aéronef et spécialement d'un avion. Un facteur de commande comporte la distance à l'obstacle, mais également la variation de ladite distance, et la direction du vecteur de vitesse, selon qu'elle est ascendante, horizontale ou descendante.
Pour éviter la surcharge d'informations et d'alarmes lors des phases de décollage et d'atterrissage, certaines informations sont inhibées dans la mesure où le point le plus bas est en dessous d'une altitude choisie et que la proximité de l'aéronef avec sa zone de posé correspond à un critère validé.
A cette fin, des paramètres statiques et dynamiques sont pris en considération, dont des composantes du vecteur vitesse, et si applicable du vecteur d'accélération. Selon ce document, en phase d'approche, l'axe prédit peut être curviligne et le plan vertical n'est pas forcément plat.
Le document FR2749545 décrit les fondements d'un système d'Indication de Première Limitation (IPL). Ce système détermine la marge de puissance disponible sur un ou plusieurs moteurs d'un aéronef, en fonction de ses conditions de vol. Le but est de permettre à un pilote de « retirer » l'information pertinente pour le pilotage.
Par ailleurs, ce document indique que l'information fournie par l'indicateur (IPL), outre l'affichage de visualisation, peut servir d'information de base pour l'élaboration d'une loi d'effort, permettant de prévenir le pilote lorsqu'il s'approche d'une limitation par des moyens physiques : durcissement d'un ressort ou vérin, vibrations par exemple.
Outre le document FR2749545, les documents FR2749546, FR2755945, FR2756256, FR2772718, FR2809082, FR2902407 et FR2902408 décrivent des caractéristiques propres à des Indicateurs de Première Limitation « IPL », et ont tous été déposés par la Demanderesse. Leur enseignement est intégré à la présente demande, pour éviter les répétitions superflues.
En particulier, le document FR2756256 décrit un indicateur de marge de puissance I PL pour un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère, destiné à fournir des informations de marge de puissance disponible en fonction des conditions de vol. A partir de paramètres de pilotage et de valeurs des limitations d'utilisation du moteur, est élaboré un indicateur de marge de puissance exprimé en valeur de pas collectif notamment.
Le document FR2712251 décrit une aide au pilotage à basse altitude. Pour déterminer les obstacles dangereux et aider à les éviter, la position d'un point d'évitement optimal est calculée notamment à partir du vecteur de vitesse de l'hélicoptère. Un facteur de charge limite à cabrer dépend de la masse de l'hélicoptère notamment. Une alarme sonore est possible, en plus de l'affichage visuel. Une zone de recherche par secteur angulaire est limitée à une distance L de l'hélicoptère.
Le document FR2886439 décrit une aide au pilotage à basse altitude, pour effectuer un vol contour ou tactique. Pour cette aide, une courbe optimale est déterminée en fonction de la vitesse de l'aéronef.
Le document US3245076 vise à employer de manière optimale les capacités de manœuvre de l'aéronef dans un pilote automatique.
Le document US3396391 mentionne le recours à des représentations de l'accélération, ainsi que de facteurs de charge d'un l'aéronef pour calculer un trajet de vol. La vitesse d'un avion est prise en compte pour déterminer une hauteur au sol désirée. Le document US6347263 décrit un générateur d'alarme de terrain pour aéronef, qui présente une enveloppe d'alerte avec une limite inférieure formée d'après la moins élevée de valeur entre un angle de direction de vol et un gradient d'ascension possible.
L'enveloppe d'alerte possède un premier segment entre deux points, et la prédiction d'ascension de l'aéronef est calculée en fonction de divers paramètres, tels que le cabrage prédictible, la portance, la trainée, le poids estimé de l'aéronef.
Le document US6380870 décrit une détermination de la valeur en distance vers l'avant, pour un vol à grande vitesse, typiquement pour un avion. L'objectif est de rendre le vol le plus constant possible, en opérant une commutation entre une valeur à réaction variable vers une valeur à réaction constante à grande vitesse. Egalement, ceci limite les alertes parasites à faible vitesse.
Le document US6583733 décrit un système d'alerte de proximité au sol pour hélicoptère, avec un premier mode et un second mode de fonctionnement. Ces modes sont sélectionnés par le pilote. Un affichage destiné au pilote est illustré. Ce système est décrit comme un TAWS ou GPWS, qui intègre les spécificités de vol d'un giravion par rapport à un aéronef à voilure fixe. En outre, l'objectif est d'adapter le système au type de vol en cours, tout en prenant en compte les possibilités instantanées de l'appareil et en limitant les alertes parasites. A cette fin, des informations sont collectées depuis un GPS.
Le document US7064680 décrit un évitement d'obstacle à balayage frontal (FLTA) pour avion de ligne, qui classiquement fournit des alertes sonores sous forme d'avertissement (e.g. « terrain ») et d'avis (e.g. « Cabrer »). De plus, une fois la manœuvre d'évitement terminée et en fonction d'une projection à l'horizontale de l'avion préalablement ladite cette fin, est émise une alerte sonore avec à la fois un avertissement (e.g. « terrain ») et un avis de fin de danger (e.g. « clear », c'est-à-dire « clair »).
Quant à la présente invention, elle vise à proposer une aide au pilotage adaptative, sécuritaire et fiable, en intégrant des données compatibles avec des approximations utiles, ainsi que significatives de la manœuvrabilité instantanée d'un aéronef à voilure tournante, tel qu'un hélicoptère, un aéronef convertible ou un drône.
Par exemple, une telle aide propose un HTAWS couplé logiquement à un IPL, qui exécute des algorithmes assurant l'intégration des données instantanées de manœuvrabilité, pour émettre des alertes sélectives suffisamment sûres et fiables, en particulier qui ne soient pas surabondantes.
Les alertes ainsi rendues sélectives, peuvent comporter une alarme sonore dédiée, tout en restant efficaces, confortables c'est-à-dire peu intrusives.
Par exemple, une telle alarme sonore prend la forme d'un message vocal explicite et contextuel, audible par la personne aux commandes et allégeant son attention pour lui permettre de se concentrer sur les instruments de pilotage à actionner.
A cet effet, divers modes de réalisation de procédé, de dispositif d'alerte de terrain et d'aéronef à voilure tournante selon l'invention sont définis par les caractéristiques qui suivent notamment. Un objet de l'invention est un procédé d'élaboration d'alerte pour l'évitement de terrain par un aéronef à voiture tournante.
Ce procédé prévoit l'élaboration d'une trajectoire d'évitement qui comporte un tronçon proximal significatif d'un temps de transfert et une courbe d'évitement.
Ledit tronçon proximal est étendu dans la continuation d'une trajectoire prévue, sur une distance qui traduit une durée applicable minimisée en fonction d'une feuille de route de l'aéronef.
Ladite courbe d'évitement comporte au moins un tronçon distal de profil conique, accolé au tronçon proximal et calculé en fonction de la manœuvrabilité instantanée de l'aéronef.
Dans une mise en oeuvre du procédé, le tronçon proximal est sensiblement rectiligne.
Dans une mise en œuvre du procédé, la durée applicable minimisée est en fonction d'une feuille de route et d'un paramètre traduisant le modèle de l'aéronef.
Suivant une mise en œuvre du procédé, la durée applicable est minimisée en fonction d'une feuille de route, puis par division par au moins un ratio limitatif traduisant un paramètre de vol de l'aéronef.
Dans une réalisation, la courbe conique est de type propre, telle que parabole, ellipse ou hyperbole.
Selon une mise en œuvre du procédé, la courbe conique est calculée en temps réel, en fonction de données à jour produites par des équipements de vol, dont une valeur d'accélération verticale possible et / ou une valeur de la masse instantanée de l'aéronef à voilure tournante.
Un autre objet de l'invention vise un dispositif d'alerte de terrain.
Ce dispositif est logiquement couplé à un système indicateur de manœuvrabilité, par exemple un IPL.
Selon un mode de réalisation, ce dispositif est au moins en partie embarqué, et comporte un équipement de vol avec un ordinateur de vol apte à exécuter un code qui permet la mise en œuvre du procédé ci-dessus.
Encore un autre objet de l'invention vise un aéronef à voilure tournante, qui est soit un hélicoptère, soit un aéronef convertible, soit un drône à voilure tournante.
Selon une réalisation, cet aéronef est apte à mettre en œuvre le procédé évoqué ci-dessus et / ou comporte un dispositif d'alerte de terrain tel que mentionné.
Cet aéronef possède, dans un mode de réalisation, une alarme sonore prévue pour être déclenchée de manière sélective par l'alerte de terrain.
L'invention est maintenant décrite en référence des exemples de réalisation, donnés à titre non limitatif et illustrés par les dessins annexés, dans lesquels :
la figure 1 est une vue partielle schématique en perspective d'élévation longitudinale, qui illustre une réalisation d'aéronef à voilure tournante, ici un hélicoptère, équipé et apte à mettre en œuvre l'adaptation d'alertes de terrain conforme à l'invention, notamment en fonction de la manœuvrabilité de cet appareil ; sur cette figure sont représentés à des fins de comparaisons, les temps de transfert (TT) et les courbes d'évitement (CE) selon les techniques connues en partie supérieure (traits en tirets), ainsi que selon l'invention en partie inférieure (traits alternés discontinus) ;
la figure 2 est une vue partielle schématique en perspective d'élévation longitudinale, qui illustre une réalisation d'aéronef à voilure tournante, ici un aéronef convertible, équipé et apte à mettre en œuvre l'adaptation d'alertes de terrain conforme à l'invention ;
la figure 3 est une vue partielle schématique en perspective d'élévation longitudinale, qui illustre une réalisation d'aéronef à voilure tournante, ici un drône et son poste de radiocommande à distance, équipé et apte à mettre en œuvre l'adaptation d'alertes de terrain conforme à l'invention ;
la figure 4 est une vue partielle schématique qui illustre une réalisation de dispositif d'alerte de terrain pour d'aéronef à voilure tournante conforme à l'invention ; et
la figure 5 est un graphe logique qui illustre les principales étapes et phases conformes à l'invention, d'une réalisation de procédé d'alerte de terrain pour d'aéronef à voilure tournante, notamment en fonction de la manœuvrabilité de cet appareil.
Dans l'ensemble des figures 1 à 5, les éléments similaires sont désignés par les mêmes numéros de référence.
Sur les figures sont représentées trois directions X, Y et Z orthogonales les unes aux autres, qui forment un repère orthogonal X, Y1 Z. Lorsque ceci est nécessaire, ce repère X1 Y1 Z est orthonormé, par exemple pour alléger les calculs Une direction X dite longitudinale, correspond aux longueurs ou dimensions principales des structures décrites. Ainsi, la direction longitudinale X définit l'axe d'avancement principal des aéronefs décrits, et la tangente à leur trajectoire instantanée en leur centre de gravité.
Une autre direction Y dite transversale, correspond aux trajectoires ou coordonnées latérales des structures décrites ; ces directions longitudinale X et transversale Y sont parfois dites horizontales, par simplification.
Une troisième direction Z est dite d'élévation et correspond aux dimensions en hauteur et altitude des structures décrites : les termes haut / bas ou cabrer / piquer s'y réfèrent ; par simplification, cette direction Z est parfois dite verticale.
Par exemple, le terme « cabrer » désigne une action sur la trajectoire, qui en rapproche vers le haut la tangente de ladite direction d'élévation, tandis que le terme « piquer » indique un rapprochement vers le bas de la trajectoire vers la direction longitudinale.
Les directions X et Y définissent conjointement un plan X, Y dit principal à l'intérieur duquel s'inscrit le polygone de sustentation d'un l'aéronef décrit.
Sur les figures, la référence 1 désigne de façon générale un aéronef à voilure tournante ou giravion, au sens où il possède au moins un rotor 2 de propulsion et sustentation.
Autrement dit, les aéronefs 1 selon l'invention sont capables de décollages à la verticale et de vols de sustentation. Certains aéronefs 1 conformes à l'invention possèdent plusieurs rotors 2 de propulsion et sustentation, par exemple deux rotors 2 en tandem ou superposés. Une motorisation 44 est bien sûr prévue sur chaque aéronef 1 .
Sur la figure 1 , l'aéronef 1 est un giravion, et plus particulièrement un hélicoptère 3 conforme à l'invention, avec un rotor 2 unique de propulsion et sustentation, ainsi qu'un rotor 4 anti-couple sur sa queue.
Sur la figure 2, l'aéronef 1 est un appareil convertible 5 conforme à l'invention, pourvu de deux rotors 2 de propulsion et sustentation, qui sont orientables.
La figure 3 montre un aéronef 1 inhabité à voilure tournante, ici un drône 6 et son poste 7 de radiocommande à distance, conformes à l'invention. Ce drône 6 possède un seul rotor 2 de propulsion et sustentation. Certains drônes 6 selon l'invention possèdent au moins deux rotors 2, parfois superposés et intégrés à un fuselage 8, par exemple en forme de soucoupe.
Tous les aéronefs 1 , 3, 5 et 6 conformes à l'invention possèdent au moins un équipement 9 électronique de vol, tel que celui qui est schématisé en traits pointillés sur la figure 4.
Egalement, chaque équipement de vol 9 possède au moins une aide au pilotage telle que les dispositifs d'alerte de terrain 10 représentés sur les figures 1 à 5.
Ces dispositifs 10 sont des systèmes d'avertissement et d'alarme d'impact, et typiquement mais non exclusivement des TAWS.
Chaque dispositif 10 d'avertissement et d'alarme d'impact permet de produire et de fournir à la personne (pilote ou opérateur à distance) qui conduit l'aéronef 1 , une trajectoire d'évitement désignée en TA sur les figures 1 à 3. Dans les exemples, chaque aéronef 1 possède une alarme 45, apte à être déclenchée par le dispositif 10. L'alarme 45 est sonore et / ou à affichage.
La trajectoire d'évitement TA est ici formée par deux tronçons contigus, dont l'un proximal à l'aéronef 1 qui est sensiblement rectiligne et dont la projection sur un plan transversal et longitudinal (X, Y) traduit le temps de transfert
(TT).
L'autre tronçon de la trajectoire d'évitement TA1 dessine au moins en partie et / ou transitoirement une courbe et est distant à l'aéronef 1 . On parle de tronçon distal ou curviligne.
Sur la figure 1 , ce tronçon curviligne est étendu de manière continue par rapport au tronçon proximal et présente une projection sur ledit plan transversal et longitudinal (X, Y) qui exprime le temps de parcours par l'aéronef 1 de sa courbe d'évitement (CE).
Selon l'invention, le tronçon distal comporte, voire s'inscrit entièrement dans, une courbe conique, alors que dans les trajectoires en pointe de ski, celui-ci est en arc de cercle.
A ce stade, il parait donc utile de procéder à quelques rappels sur la notion de courbe conique.
Les coniques forment une famille de courbes résultant de l'intersection d'un plan avec un cône de révolution. Les coniques sont dites propres, quand le plan sécant n'est pas perpendiculaire à l'axe du cône, et ne passe pas par son sommet. On verra que les tronçons curvilignes de la trajectoire d'évitement TA selon l'invention sont fréquemment de type conique propre. On distingue d'ailleurs trois sortes de coniques propres en fonction de l'angle d'inclinaison du plan sécant avec l'axe du cône
: les ellipses, les paraboles et les hyperboles. Toutes ces courbes coniques propres peuvent donner le tracé de la courbe d'évitement CE de la trajectoire TA, selon l'invention.
Si les deux angles sont égaux, la courbe conique est une parabole. Une définition mono focale des coniques implique un foyer et une directrice.
Plus couramment, une courbe conique est mise en équation algébrique du second ordre, en géométrie analytique affine, en considérant ces coniques comme des courbes planes, c'est-à-dire des courbes dont les coordonnées cartésiennes x et y des points selon X et Y respectivement, sont les solutions d'une équation polynômiale du second degré, de la forme :
Ax2 + Bxy + Cy2 + Dx + Ey + F = 0 ;
Où A, B, C, D1 E et F sont des coefficients de la courbe conique.
Le repère utilisé dans les exemples, est le repère formé par les trois directions orthogonales X, Y, Z, où x, y, z sont les variables des points de la courbe respectivement sur l'un desdits axes ou directions X, Y, Z.
Si E est non nul, une translation suivant l'axe X des variables y, annule F (F étant le foyer de la parabole). Alors, en posant p = - A / E, il est possible d'obtenir l'équation cartésienne réduite d'une parabole écrite : y = px2. Si D est non nul, l'équation réduite d'une parabole s'écrit : x = qy2.
Dans le cas des paraboles, ces courbes coniques s'obtiennent par l'intersection d'un cône de révolution avec un plan, ladite parabole apparaissant quand ce plan est parallèle à l'une des génératrices dudit cône.
On considère que la parabole est donnée par son foyer F et sa directrice D. Alors, une projection O est obtenue par projection orthogonale du foyer F sur la directrice D. Un paramètre de la parabole est appelé « p », et correspond à la distance OF, qui forme un segment [FO]. Ce segment [FO] présente un milieu S. Alors, dans le repère X, Y, Z (que l'on considère orthonormé), où
Z est de même direction et sens que le vecteurOF , on écrit l'équation de la parabole sous la forme : y = x2 / 2p.
Ces précisions géométriques étant apportées, revenons à l'invention.
En général, le dispositif d'alerte de terrain 10 est au moins en partie embarqué, au sens où il est essentiellement situé à bord de l'aéronef 1. Cependant, dans des réalisations, des composants d'un tel dispositif 10 selon l'invention sont embarqués tandis que d'autres se trouvent à distance de l'aéronef 1.
Par exemple, dans le cas particulier d'un drône 6 tel que sur la figure 3, ce dispositif d'alerte 10 est physiquement en partie embarqué à bord de l'aéronef 1 , et en partie intégré à son poste 7 de radiocommande, voire déporté par une liaison de transfert de données 11 vers un centre dédié de calcul 12. Cette liaison 11 est une liaison de télécommunication sur la figure 3.
Outre le dispositif 10 d'alerte, l'équipement de vol 9 comporte diverses autres fonctionnalités telles que des aides à la navigation, un pilotage automatique, un avertisseur de proximité de sol, un évitement d'obstacle à balayage frontal, un algorithme de descente prématurée, un système d'anticollision embarqué, un système d'avertissement de trafic et d'évitement d'abordage, un système de positionnement global, etc.
Notons d'ores et déjà que l'équipement de vol 9 ainsi que ses sous-ensembles tels que le dispositif 10, fonctionnent de manière itérative et en temps réel.
Selon l'invention, l'équipement de vol 9 possède ce que l'on appellera ici un système indicateur de manœuvrabilité 13. Lui aussi fonctionne de manière itérative et en temps réel.
Un tel système indicateur de manœuvrabilité 13 est à même de produire et / ou de fournir diverses données ou paramètres significatifs et contextuels, d'où il est possible grâce aux caractéristiques de l'invention, de disposer d'indicateurs de manœuvrabilité de l'aéronef 1 .
Par la suite, et pour clarifier l'exposé sans pour autant le limiter, on ne considère qu'un seul rotor 2 dit principal, sachant que l'Homme du métier est en mesure de mettre en œuvre l'invention sur le fondement de cet exposé, dans les divers cas où l'aéronef 1 possède plusieurs rotors 2 de propulsion et sustentation.
En effet, le système 13 prend dès lors en considération tous les rotors 2 de l'aéronef 1 , et fournit donc des données traduisant la situation de l'ensemble de cet aéronef.
Dans les exemples illustrés, le système indicateur de manœuvrabilité 13 comporte un indicateur de première Limitation ou IPL. Evidemment, d'autres systèmes 13 sont compatibles avec l'invention, à partir du moment où ils fournissent les données nécessaires, dont on verra la teneur plus bas. Dans une réalisation, le système indicateur de manœuvrabilité 13 reprend l'enseignement du document FR2756256 de manière à fournir des informations de marge de puissance disponible en fonction des conditions de vol. A partir de paramètres de pilotage et de valeurs des limitations d'utilisation du moteur, est élaboré un indicateur de marge de puissance exprimé en valeur de pas collectif notamment.
Comme indiqué précédemment, le système 13 à IPL calcule en permanence une marge de puissance disponible, sous la forme de valeur du pas collectif du rotor 2 dit « principal » de l'aéronef
1 , qu'il s'agisse de l'hélicoptère 3, du convertible 5 ou du drône
6.
Cette valeur du pas collectif est donc disponible pour l'équipement de vol 9 et en particulier pour le dispositif 10 d'aide au pilotage.
Cette valeur du pas collectif disponible correspond au produit de l'accélération verticale notée ici « Gz », possible à un instant donné, multipliée par un coefficient K proportionnel à la masse de l'aéronef 1. Le coefficient K est initialisé au décollage, et estimé en temps réel à l'instant choisi.
Dans la mesure où cette valeur Gz est assimilable à une constante lors du calcul de la courbe 24 conique de l'évitement CE, alors cette courbe prend la forme d'une parabole.
Notons ici que l'équipement 9, tout comme le dispositif 10 et le système 13 comportent au moins un ordinateur 14, programmé en fonction de codes 15 informatiques (Figures 4 et 5).
Notamment dans le dispositif 10 selon l'invention, le code 15 de programmation ou algorithme complet, a été conçu et écrit pour être compatible sans modification substantielle, à un nombre Ie plus large que possible de modèles d'aéronefs 1 . Seules les données ou paramètres injectés dans ce code 15 permettent dès lors l'adaptation de l'invention à chaque type et / ou chaque configuration d'aéronef 1 à voilure tournante.
Un exemple de fonctionnalité d'alerte de terrain qui prend en compte notamment de la marge de manœuvre de l'aéronef 1 , est maintenant exposé en se reportant aux figures 1 , 4 et 5.
Sur la figure 1 , on voit un terrain 16 au dessus duquel l'aéronef 1 procède à un vol. Dans l'aéronef 1 , et plus spécialement dans son équipement 9, est enregistrée une cartographie 17 qui reflète ce terrain 16 de survol.
Cependant, une partie des enregistrements utiles à l'équipement 9 sont parfois déportés hors de l'aéronef 1 , notamment dans le cas du drône 6.
Sur ce terrain 16, se trouve un obstacle 18. De son côté, l'aéronef suit un plan 19 de vol enregistré dans l'équipement 9, selon lequel est définie une trajectoire 20 prévue pour le vol, qui est schématisée sur la figure 1 par une droite, par souci de simplification.
On voit que l'obstacle 18 est placé sur la trajectoire prévue
20, à une certaine distance 21 en avant de l'aéronef 1 , de sorte qu'il existe un risque de collision.
Comme on l'a vu, l'invention propose d'émettre au moment le plus opportun, une alerte exprimant ce risque, tout en permettant à l'aéronef 1 de voler au plus près possible du terrain 16.
On voit aussi sur la figure 1 , une distance d'anticipation 22, c'est-à-dire la distance entre l'obstacle 18 et la position de l'aéronef 1 au moment TO où l'alerte est émise. On rappelle qu'usuellement, cette distance 22 est calculée en fonction de la vitesse de vol de l'aéronef 1 .
L'alerte n'intervient que si l'obstacle 18 est sur la trajectoire 20 prévue de l'aéronef 1 , et à l'intérieur de la distance 22 aussi appelée zone de danger.
Sur la figure 1 , la trajectoire d'évitement classique TA en tirets qui correspond au temps de transfert TT abouté à l'arc de cercle CE, montre bien les inconvénients des technologies basées sur la vitesse de vol (souvent vitesse de vol multipliée par un temps de transfert donné, le plus souvent constant).
En synthèse, la distance d'anticipation est excessive par rapport aux ressources effectives de l'aéronef 1 , qui en outre évite l'obstacle 18 en le survolant à une hauteur nettement supérieure à ce que lui impose véritablement le respect des consignes de vol, du contexte réel et de sécurité.
Pour améliorer les systèmes d'alerte de terrain, notamment en réduisant la distance d'anticipation 22, en éliminant également les alertes inutiles et en permettant d'éviter les obstacles au plus près, la marge de manœuvrabilité de l'aéronef 1 est notamment prise en compte selon l'invention.
On a vu que selon l'invention, la valeur de la vitesse de vol n'est pas prépondérante dans la détermination de la trajectoire d'évitement TA, car on prend pour former cette trajectoire TA :
- un temps de transfert TT limité à l'instar du temps de réaction 23 sur la figure 1 , par exemple de l'ordre de 0,5 à 2 secondes, ceci correspondant à un tronçon proximal 25, sensiblement rectiligne, derrière lequel on accole ; - une courbe d'évitement CE en forme de tronçon distal 24 et comportant une courbe conique, par exemple parabolique, qui est fonction de la manœuvrabilité instantanée de l'aéronef 1.
Donc, pour un aéronef 1 fortement manœuvrable et / ou dans un contexte de vol exigeant, la trajectoire d'évitement TA = tronçon 25 + tronçon 24, est courte, c'est-à-dire inscrite dans une distance d'anticipation 22 moins étendue suivant la direction longitudinale X, que la distance 22 calculée pour un aéronef 1 moins manœuvrable et / ou dans un contexte de vol moins exigeant.
Par conséquent, ci-dessus, l'alerte de terrain est émise par le dispositif 10 à une distance 22 moindre de l'obstacle 18, dans le premier cas que dans le second.
Comme évoqué, le temps de réaction 23 auquel correspond un tronçon proximal 25 est évalué notamment en fonction de la feuille de route 41 du vol effectué par l'aéronef 1.
Ainsi, si le vol est une mission militaire tactique opérée par un aéronef 1 moderne, léger et puissant, ce temps de réaction 23 sera par exemple de l'ordre de 0,5 à 1 seconde. Si le vol est un simple transport opéré par un aéronef 1 basique de fort tonnage, ce temps de réaction 23 sera par exemple de l'ordre de 1 à 2 secondes.
Bien sûr, la valeur finalement fixée de ce temps de réaction 23 peut être d'abord évaluée en fonction notamment de la feuille de vol 41 , puis ajustée en fonction de valeurs contextuelles, telles que des paramètres variables significatifs de l'état de l'aéronef 1 à l'orée de l'évitement, par exemple obtenus en temps réel. Dans un exemple, le temps de transfert TT / 23 qui définit le tronçon 25 proximal est calculé par le dispositif 10, comme suit.
Tout d'abord, une valeur de temps ou durée applicable initialement, comprise entre approximativement 0,5 seconde et 2 secondes, est déterminée en fonction du modèle de l'aéronef 1 .
Puis, une pondération de limitation est effectuée sur cette durée applicable initialement, en fonction de la feuille de route 41. Cette pondération est par exemple une première limitation, telle qu'une division par un premier ratio limitatif.
Dans une mise en œuvre, ce premier ratio est de l'ordre de
1 pour un vol de croisière, et de l'ordre de 1 , 1 à 2 pour un vol militaire tactique. Ceci fournit un temps de transfert TT / 23 qui est pris en compte pour la détermination d'alerte de terrain, par le dispositif 10.
Dans une autre mise en œuvre, un ajustement est encore apporté pour aboutir à un temps de transfert TT / 23 doublement minoré. Ainsi, le temps TT fourni par division de la durée applicable initialement par le premier ratio, est encore limité par division, cette fois-ci en fonction d'un paramètre traduisant une augmentation du risque acceptable, ici l'expérience de la personne aux commandes de l'aéronef 1.
Une mise en œuvre prévoit que paramètre de deuxième limitation traduit le degré d'expertise de pilotage. Si le pilote ou l'opérateur au sol est expérimenté, ce paramètre de deuxième limitation est de l'ordre de 1 , 1 à 1 ,3, par exemple 1 ,25. Si le pilote ou l'opérateur au sol est normalement qualifié, ce paramètre de deuxième limitation est de l'ordre de 1.
Une autre mise en œuvre prévoit que paramètre de deuxième limitation traduit le facteur de priorité de la mission. Si la mission est hautement prioritaire, et inclut un risque intrinsèque comme en temps de guerre, le paramètre de deuxième limitation est de l'ordre de 1 , 1 à 1 ,2, par exemple 1 , 15. Si la mission est d'une importance plus courante, ce paramètre de deuxième limitation est de l'ordre de 1.
Notons que selon l'invention, le tronçon 25 proximal n'est pas systématiquement rectiligne. En fait, il est obtenu dans certaines réalisations, par continuation de la trajectoire 20 prévue, qu'elle soit droite ou curviligne, durant le temps TT obtenu et noté en 23.
Ainsi, avec l'invention, il est possible d'améliorer encore la sécurité et la fiabilité de l'alerte d'évitement, en prenant en considération des données qui traduisent à un moment donné, l'état structural véritable de l'aéronef 1 , c'est-à-dire de raccourcir encore, si cela est possible, les distances 21 et 22.
En effet, pour un aéronef 1 donné, notamment selon les conditions instantanées de fonctionnement (dont les températures et pressions influant sur la motorisation 44) et selon son état instantané de masse, et avec une feuille de route 41 identique, face à un obstacle 18 similaire, posséder des ressources d'évitement distinctes, en termes de temps de réponse et marge d'accélération verticale Gz en particulier.
Autrement dit, on veut prendre en compte la performance réelle de l'aéronef 1 , à un moment donné, ceci pour éviter toutes les fausses alertes et réduire le plus possible les éloignements par rapport à la trajectoire prévue 20.
A cette fin, le tronçon conique 24 définit selon l'invention, en abscisse suivant la direction longitudinale X, au moins une partie de la courbe d'évitement CE en fonction d'une valeur de célérité atteignable (par ralentissement admissible) par l'aéronef 1 à l'issue du temps de transfert 23, et en ordonnée en fonction de la capacité d'accélération verticale Gz de cet aéronef 1 , à l'issue du temps de transfert 23.
Dès lors, la courbe conique 24 est relativement proche de la trajectoire prévue 25 et donc de la direction longitudinale X (dite « horizontale »), si la manœuvrabilité de l'aéronef 1 est faible. Ceci se traduit forcément par un allongement de la distance 22 d'anticipation.
A l'inverse, la courbe conique 24 est momentanément capable de diverger fortement de la trajectoire prévue 25 et donc de se rapprocher de la direction d'élévation Z (dite « verticale ») en allant vers le haut, si la manœuvrabilité de l'aéronef 1 est élevée. Ceci se traduit forcément par un raccourcissement de la distance 22 d'anticipation.
Cette aptitude de l'aéronef 1 à momentanément diverger en cabré de la trajectoire prévue 25, est traduite de manière significative, par une valeur d'augmentation de l'angle 26 du pas collectif du rotor 2 de sustentation et propulsion.
En particulier, cette valeur d'augmentation de l'angle 26 est appelée marge de pas collectif 27. Ceux-ci sont représentés schématiquement à la figure 1 .
De tels paramètres de manœuvrabilité, à savoir le pas collectif 26 et la marge de pas collectif 27, sont obtenus de manière judicieuse grâce à une réalisation préférée de l'invention.
Pour obtenir la marge disponible d'accélération verticale Gz, on couple d'un point de vue logique le dispositif 10 d'aide au pilotage, par exemple un TAWS, avec le système d'alerte d'évitement 13, par exemple un IPL. Ceci est représenté par la flèche 28 sur la figure 4 et ne nécessite que peu ou pas de câblage additionnel, et les moyens supplémentaires de traitement à prévoir dans ce cas, sont le plus souvent limité à du code 15 de programmation de l'ordinateur 14.
Dans les équations de calcul de la courbe 24 d'évitement, cette marge disponible d'accélération verticale Gz est désignée par ΔGz (delta de Gz). Il se trouve qu'à partir du pas collectif 26, ΔGz définit une augmentation 27 de cet angle de pas, sur les pales du rotor 2.
Ceci représente une valeur à la fois approximative mais admissible, telle que l'angle 27 correspond à : ΔGz = (K x Gz)1 où est un coefficient K qui représente la masse instantanée de l'aéronef 1 au moment du calcul, c'est-à-dire à l'instant TO.
De fait, avec le calcul du coefficient K en fonction de la masse de l'aéronef 1 , et puisque la marge 27 ou ΔGz disponible d'accélération verticale Gz traduit la force Fz (voir figure 3) suivant la direction d'élévation Z que le rotor 2 est capable de développer, il est possible de d'obtenir une valeur significative de l'accélération verticale Gz, à partir des paramètres introduits depuis le système 13 vers le dispositif 10.
A partir de cette valeur instantanée de Gz, cette dernière est introduite dans une fonction conique 24, afin de fournir la courbe d'évitement CE selon l'invention.
Dans une réalisation, la valeur instantanée de Gz est introduite dans une fonction conique 24 et fournit une ébauche de courbe d'évitement CE, qui est ensuite ajustée en fonction de paramètres de manœuvrabilité ou de données contextuelles additionnelles. Notons que la fonction conique 24 de la courbe d'évitement CE, est ainsi fonction de la marge de puissance, ou du moins d'accélération verticale Gz, de l'aéronef 1 , à l'instant TO.
A partir de cet instant TO, se déduisent selon l'invention, le tronçon 25 proximal de transfert, et la fonction conique 24 de la courbe d'évitement CE. La somme des projections 23 du tronçon 25, et d'une projection 29 de la courbe conique 24 d'évitement sur la direction longitudinale X est visiblement moindre que les distances TT et 21 obtenues avec les technologies classiques.
Dans des modes de réalisation, divers paramètres désignés en 30 sur la figure 4, sont pris en compte et intégrés à l'évaluation de la trajectoire TA d'évitement propre à l'invention, car ils influent la manœuvrabilité de l'aéronef 1 , dont :
- son environnement de vol (température et pression atmosphérique ambiantes, altitude, conditions atmosphériques, visibilité, etc.) ;
- sa phase de vol (décollage, croisière, approche, posé, etc.) ;
- son état fonctionnel initial lors du vol donné (état de maintenance, vieillissement, remplissage réservoirs, chargement à bord, équipements embarqués, etc.) ;
- son état instantané (paramètres de fonctionnement à un instant donné, tels que température / pression des fluides et flux, masse totale de l'appareil, puissance motrice disponible, mode de pilotage à vue ou aux instruments, etc.) ;
- sa feuille de route 41 (mission civile ou militaire, tactique ou de simple transport, sauvetage, etc.). L'intégration des paramètres 41 , 17, 19 et 30 est schématisée par la flèche 31 sur la figure 4. Il s'agit d'un couplage d'un point de vue logique entre le dispositif d'aide au pilotage 10, par exemple un TAWS, avec le système d'alerte 13 indicateur de manœuvrabilité.
En se reportant à la figure 5, une mise en œuvre du procédé selon l'invention est schématisée et résumée ci-dessous.
Dans cet exemple, des paramètres instantanés tels que la température 32 à la motorisation 44 de l'aéronef 1 , la pression 33 à cette motorisation 44 ainsi que du couple 34 effectif au rotor 2, sont injectés logiquement dans le système 13 indicateur de manœuvrabilité 13, par exemple un IPL.
Ce procédé est itératif si nécessaire, et l'injection des paramètres 32 à 34 est l'étape de début d'une boucle logique, au temps TO.
Sur la base de ces paramètres 32, 33 et 34 notamment, le système 13 indicateur de manœuvrabilité 13 calcule une valeur instantanée de marge de puissance disponible, désignée en 35. On a vu plus haut comment ceci est opéré selon l'invention.
A une étape 36 (illustré par un agencement intégrateur également désigné en 36), des paramètres dits statiques 37 sont intégrés, et en particulier des paramètres 37 traduisant de manière significative le modèle de l'aéronef 1 (mémorisés au sein de l'équipement 9, par exemple via l'ordinateur 14 ou une liaison 1 1 ) .
C'est également à cette étape 36 que sont intégrés comme illustré par la flèche 31 , d'autres paramètres significatifs, dont le plan de vol 19. L'étape 36 permet en outre la production du temps de transfert TT = 23, et donc du tronçon proximal 25.
A une étape 38 ultérieure, est déduite une marge de pas collectif 27, atteignable à instant TO, par l'aéronef 1. On a vu que par approximation satisfaisante, on pouvait dire que la force Fz d'ascension verticale pouvant être développée par le rotor 2 est significative, voire égale, à K fois Gz, ceci étant fonction de la marge 27 de pas collectif. Ceci correspond à l'équation : Fz = (K . Gz).
Ensuite, à une étape 39, sont définis les tronçons proximal
25 et curvilignes 24 de la courbe d'évitement CE, c'est-à-dire la trajectoire d'évitement TA (qui peut être éventuellement ajustée ultérieurement).
Cette trajectoire TA, est élaborée de manière à correspondre à l'équation suivante :
TA = (TT) + 1 / 2 Gz (TT)2.
Où le temps TT est égal à la durée 23 calculée.
A une étape ultérieure 40, on estime les résultats de cette équation dans l'hypothèse d'une courbe transitoire d'évitement (non appliquée autrement que comme valeur transitoire de calcul) qui est circulaire, pour en déduire une valeur R qui définit un rayon de cette courbe transitoire d'évitement.
On lit alors : (W1 )2 fois R = Gz = (V1 )2 / R ;
Où : W1 (Oméga) est l'accélération de l'aéronef 1 , et V1 sa vitesse.
Intervient alors une approximation supplémentaire, suite à ce premier calcul, pour dire que puisque : (W1 ) = (V1 ) / R ; On obtient une courbe conique 24 telle que :
R = (V1 )2 / Gz = (V1 )2 / valeur de 27 (marge pas collectif).
Notons que si R est infini, la marge 27 est inexistante, c'est- à-dire nulle.
Comme on l'a vu, pour éviter les alarmes erronées produites dans les giravions par les TAWS actuels, notamment en vol tactique, il est utile que la distance qui définit la zone de danger soit la plus courte possible, tout en maintenant une sécurité maximale.
Apportons quelques compléments d'information. La puissance mécanique P(Vz), nécessaire pour que l'aéronef 1 produise la force Fz d'ascension, est égale à la somme de la puissance en avancement (selon la direction X) avec la capacité de montée, notée :
P (Vz) = P (Vx) + (Fn . Vz / 2), sachant que Fn est l'effort normal égal au produit de la masse par la gravité, soit (Fn = Mg).
Par ailleurs, pour la sélection entre pas et puissance, il est possible de partir de l'équation :
W = A + B [(CoI. P) - (Col. P0)]2 . [NR / NRO], où :
NRO est la vitesse de rotation du rotor 2 au temps TO et N R à l'obtention de la force Fz visée ;
(Col. PO) est le pas collectif du rotor 2 au temps TO;
(Col. P) est le pas collectif du rotor 2 à l'obtention de la force Fz visée ;
A, B et C sont des constantes dépendant de la vitesse d'avancement Vx de l'aéronef 1 . En première approximation, on peut dire que le pas collectif actuel (Col. PO) appliqué correspond à développer la puissance nécessaire P(Vx) au vol d'avancement, et donc que la marge de puissance va se traduire par une vitesse d'ascension égale à : (Fn . Vz) / 2.
D'après la formule de la puissance P(Vz), la marge de puissance est liée à la marge de pas collectif [(CoI. P) - (Col. PO)] sous forme d'une proportionnalité au carré de la marge de pas collectif. Or cette marge de pas collectif est fournie selon l'invention, par le système 13 indicateur de manœuvrabilité.
Notons que si seules des valeurs en pourcent (%) de la marge de pas collectif sont disponibles, par exemple en sortie d'un IPL, et que des valeurs sous forme d'une valeur angulaire ou autre unité physique sont désirées, il est possible de relier la puissance à la marge de couple, selon l'équation :
W = K (NR) . (MO), où (MO) est le couple à l'instant (TO).
Dans une mise en œuvre, le système 13 comporte une liaison logique avec un régulateur automatique à pleine autorité redondante de la motorisation 44 (tel qu'un « FuII Authority Digital Engine control » ou FADEC) de l'aéronef 1 , ce dernier délivrant une valeur de marge de couple disponible, après avoir transformé les marges disponibles (température 32 ou pression 33 par exemple) en valeur instantanée de couple via le modèle mathématique de ladite motorisation 44.
Dans une telle réalisation, les motorisations 44 sont contrôlées et régulées par ce dispositif de contrôle et de régulation muni d'un calculateur électronique de régulation, dénommé FADEC, qui détermine notamment la position du doseur carburant en fonction d'une part d'une boucle de régulation comportant une boucle primaire basée sur le maintien de la vitesse de rotation du rotor 2 du giravion 1 , et d'autre part d'une boucle secondaire basée sur une valeur de consigne du paramètre de pilotage.
Un FADEC reçoit de plus des signaux relatifs d'une part aux paramètres de surveillance de la motorisation 44 qu'il commande, et, d'autre part à des paramètres de surveillance d'organes importants du giravion 1 tels que la vitesse de rotation du rotor 2 principal d'avancement et de sustentation par exemple.
Donc ici, le FADEC fait partie voire constitue le système
13 indicateur de manœuvrabilité, pour participer à la fourniture au dispositif 10 des paramètres et données qui lui sont nécessaires. Notamment, le FADEC est intégré à l'ordinateur 14 et de fait, à l'équipement 9 de bord.
En conséquence, le système 13 transmet alors les valeurs des paramètres de surveillance à un affichage de contrôle et de régulation, agencé dans le cockpit du giravion 2, via une liaison numérique.
En référence au document FR2749545, cet affichage peut comporter un instrument de première limitation qui identifie et affiche un paramètre limitant, à savoir le paramètre de surveillance le plus proche de sa limite.
On note que le FADEC peut éventuellement déterminer ce paramètre limitant, l'instrument de première limitation se contentant alors de l'affichage.
Enfin, le FADEC est à même de déclencher une pluralité d'alarmes si des incidents se produisent, une panne mineure ou totale de la régulation carburant de la motorisation 44 par exemple.
De plus, le FADEC envoie au système d'affichage des informations via une liaison numérique lorsqu'un paramètre de surveillance du turbomoteur dépasse une limite prédéterminée par le motoriste.
Par ailleurs, on sait que toute augmentation de pas se traduit par une force verticale du rotor 2, qui correspond instantanément à une accélération orientée suivant la direction Z, et suivant la formule :
Gz = K . ( Δpas) ; où ( Δpas) est ladite variation de pas.
Dès lors, si on utilise la marge de pas maximale calculée par le système 13, par exemple un IPL1 on obtient :
Gz = K' . ( ΔS) ; où ( ΔS) est la marge de pas fournie.
Ceci permet d'identifier trois phases distinctes, successives et accolées au sein d'une approximation de la trajectoire d'évitement, en vue du calcul selon l'invention de la trajectoire TA finale, à savoir :
- une phase égale au tronçon proximal 25, correspondant à un vol en pallier ;
- sur la courbe conique, une phase de prise d'altitude avec une accélération sensiblement de l'ordre de la valeur de Gz ; et
- une phase pseudo-rectiligne, avec une vitesse Vz sensiblement constante et lors de laquelle l'aéronef utilise la puissance motrice maximale disponible. Cette approximation représente lus fidèlement la capacité véritable d'évitement de l'aéronef 1 . Puisqu'on utilise la marge délivrée par le système 13, cette approximation traduit la réalité instantanée en incluant tous les paramètres de masse et d'environnement, de même que le vieillissement de la motorisation 44.
En outre, si l'aéronef 1 dispose d'une quantité importante de marge, ceci permet d'éviter une alerte de terrain, par exemple dans un vol tactique. Par contre, si l'aéronef 1 est déjà en limite de puissance à l'instant TO, l'analyse de terrain sera automatiquement opérée sur une distance 22 plus éloignée vers l'avant de l'aéronef 1 .
La commutation d'une distance 22 dite courte choisie quand la puissance disponible était importante, vers une distance 22 plus en avant de l'aéronef 1 lorsque la puissance disponible présente une valeur inférieure à une borne prédéterminée, et inversement, est opérée en temps réel par des mises en œuvre de l'invention. Ceci constitue une étape du procédé de l'invention, dans cette mise en œuvre.
Dans la pratique, avec l'invention, cette étape de commutation de distance 22 d'anticipation, est opérée en fonction de la cartographie 17 au sein de laquelle on recherche les interactions d'obstacles 18 dans deux secteurs de calcul à l'intérieur d'une valeur maximale de distance d'anticipation, avec une forte marge d'application d'un calcul.
Lors d'une première phase, on considère une trajectoire TA, avec la marge ( ΔS) = K " (Gz). Le pas disponible est évalué à la jointure entre le tronçon proximal 25 et courbe conique 24.
Le mouvement est mis en équation : - suivant la direction X, le mouvement Mx est : (Vx) fois la durée (Dx) prévue pour être écoulée entre TO et le temps à la jointure entre le tronçon proximal 25 et courbe conique 24, soit :
(Mx) = (Vx) . (Dx) ;
- suivant la direction Z, le mouvement (Mz) est : 1 / 2 (Gz) fois le carré de la durée prévue pour être écoulée entre TO et le temps à la jointure entre le tronçon proximal 25 et courbe conique 24, soit :
(Mz) = (1 / 2) . (Gz) . (Dx)2 .
Donc, on peut écrire que le mouvement suivant la direction Z, est égal à : 1 / 2 (Gz) fois (1 / Vx2), multiplié par la valeur obtenue du mouvement suivant X, c'est-à-dire :
(Mz) = (1 / 2) . (1 / Vx2) . [1 / (K" . Mx2)] . ( ΔS).
Une telle équation définit un secteur de courbe conique, ici une parabole, dont la caractéristique est liée à la marge exprimée en pas collectif.
On en déduit qu'au bout d'une durée (T), l'aéronef 1 a atteint une vitesse d'ascension (Vz), telle que :
(Vz) = (Gz) . (T) soit : (T) = (Vz) : (Gz) = [(K") . ( ΔS)] . (Vz).
Donc, à ce temps (T)1 on considère qu'une phase secondaire est atteinte, la puissance disponible lors de cette phase secondaire étant faible voire inexistante. Dès lors, la vitesse (Vz) est équilibrée, ce qui correspond à l'ascension à vitesse constante évoquée plus haut. En se référant alors aux équations précédentes, on peut poser :
(K) . (NR) . (MT) = [(Mg) . (Vz)] ; où : (MT) est le couple utilisé à l'instant (T).
Sachant que le système 13 est à même de fournir la marge de couple disponible notée ( ΔMT), on peut obtenir :
(Vz) = [(K . NR) . ( ΔMT)] . 2 / (Mg) = K ( ΔMT), et utiliser ces données pour le secteur d'ascension stabilisée.
En d'autres termes, on trace une conique, ici en parabole, pour la première phase , jusqu'au temps T lors duquel :
T = [(K") / ( ΔS)] = [(KT) . ( ΔS / ΔMT)],
tel que (KT) = [(K") / 2 . (Mg)] . (K) . (NR).
Au final, on obtient jusqu'au temps T, une phase du premier secteur en conique, ici parabolique, avec :
(Mx) = (Vx) . (Dx)
(Mz) = (K') . ( ΔS) . (Dx)2.
Pour la phase successive du second secteur, l'ascension s'opère à la vitesse (Vz) = (K ") . ( ΔMT) ;
soit (Mx) = [(Vx) . (Dx)] et
(Mz) = [(K1) . ( ΔS . T)] 2 + [(K") . Δ MT . (TO - T)] 2.
Une possibilité supplémentaire d'amélioration est prévue, dans une mise en œuvre de l'invention. Pour faciliter les calculs d'interaction avec le terrain 16 via la cartographie 17, on peut utiliser une zone de protection sous forme d'une zone torse linéaire. Une pareille zone torse linéaire repose sur une parallèle à la direction longitudinale et à la trajectoire prévue 20, mais dessine une ligne cassée à la place du tracé curviligne obtenu avec les calculs précédents.
A partir d'un temps initial TO, on cherche l'intersection P, entre ladite parallèle à la direction longitudinale et à la trajectoire prévue 20 et une tangente 43 audit tracé curviligne. Ceci est illustré schématiquement sur la figure 3.
Ce point P possède une position (xP ; zP ) telle que :
zP = 0 ; d'où T1 = TO - [(K1 . ΔS . TO)] 2 / [(K") . ΔMT] ;
de sorte que : xP = (Vx) . T1.
En d'autres termes, sur parallèle à la direction longitudinale et à la trajectoire prévue 20, la distance de l'origine à xP est la marge suivant la direction X.
La formule T1 = TO - [(K' . ΔS . TO)] 2 / [(K") . ΔMT] faisant intervenir le rapport entre la marge de sortie du système 13 et la marge de couple de la motorisation 44, le choix de la zone torse linéaire à la place du tracé curviligne initialement calculé, reste parfaitement liée aux marges instantanées de manœuvre de l'aéronef 1. De fait, une telle zone torse rectiligne forme un allégement de calcul significatif et cohérent.
En effet, cette formule peut aisément être ramenée soit en termes de marge du système 13, soit en termes de marge de couple, suivant le type de système 13 utilisé par le biais des modèles d'aéronefs 1 auxquels recours ce système 13.
On a vu que l'invention assigne une durée de temps de réaction pilote, par exemple déterminée en fonction du type de vol en cours (e.g. militaire ou civil / phase de croisière ou de vol attentif). Ceci se traduit par un segment de délimitation proximale au giravion 1 , de la zone de danger, qui n'est pas exclusivement proportionnel à la vitesse.
Par ailleurs, la direction (cabrage / piqué) du vecteur de vitesse du giravion 1 , ainsi que les ressources du giravion disponibles à un instant donné, sont intégrées aux calculs de délimitation de la zone de danger par l'invention.
Pour ce faire, une solution proposée consiste à coupler d'un point de vue logique, le TAWS à I1I PL du giravion 1 .
En effet, l'I PL traduit les ressources du giravion 1 , disponibles à un instant donné, notamment en termes de puissance, ce sous forme de pas collectif. De fait, il est possible de déduire à l'instant donné, l'accélération verticale, la masse et la direction du vecteur de vitesse du giravion 1 .
En particulier, l'IPL auquel on recours peut correspondre à l'enseignement du document FR2756256 qui décrit un indicateur de marge de puissance où, à partir de paramètres de pilotage et de valeurs des limitations d'utilisation de la motorisation 44, est élaboré un indicateur de marge de puissance exprimé en valeur de pas collectif notamment.
A partir de ces déductions issues de l'IPL et / ou le FADEC, le TAWS adaptatif calcule une zone de danger raccourcie, délimitée par une courbe de forme conique, tout en maintenant une sécurité maximale.
Une approche prévoirait :
- de produire une valeur limitée (temps de réaction du pilote court, de l'ordre par exemple de moins d'une seconde pour un vol attentif, à moins de deux secondes pour un vol de croisière, caractérisé par un segment sensiblement proportionnel à la vitesse de l'appareil) de transfert homogène à une durée, c'est-à-dire un temps, qui serait la plus limitée que possible (par exemple en fonction du type de vol, de la phase de vol, de données historiques et d'aptitudes personnelles du pilote dans un pareil contexte) ; et
- d'en déduire une courbe dite pseudo-conique (c'est-à-dire dont la projection dans un plan sensiblement parallèle à une direction longitudinale de l'aéronef et sécante à sa trajectoire à son origine, dessine au moins un secteur de courbe conique, telle que de parabole) d'évitement, qui serait quant à elle, liée notamment à la manœuvrabilité de l'aéronef 1 à voilure tournante, en temps réel.
L'invention n'est néanmoins pas limitée aux modes de réalisation exposés. A l'inverse, elle comprend tous les équivalents des caractéristiques décrites.

Claims

REVENDICATIONS
1 - Procédé d'élaboration d'alerte pour l'évitement de terrain par un aéronef (1 ) à voiture tournante ; ce procédé prévoyant l'élaboration d'une trajectoire d'évitement (TA) qui comporte un tronçon proximal significatif d'un temps (TT) de transfert et une courbe d'évitement (CE),
caractérisé en ce que le tronçon proximal (25) est étendu dans la continuation d'une trajectoire prévue (20), sur une distance qui traduit un temps de réaction (23) applicable minimisé en fonction d'une feuille de route (41 ) de l'aéronef (1 ) ; et la courbe d'évitement (CE) comporte au moins un tronçon distal (24) de courbe conique, accolé au tronçon proximal (25) et calculé en fonction de la manœuvrabilité instantanée de l'aéronef (1 ).
2- Procédé selon la revendication 1 ,
caractérisé en ce que le tronçon proximal (25) est sensiblement rectiligne.
3- Procédé selon la revendication 1 ou 2,
caractérisé en ce que la durée applicable est minimisée en fonction d'une feuille de route (41 ) et d'un paramètre traduisant le modèle de l'aéronef (1 ).
4- Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3,
caractérisé en ce que la durée applicable est minimisée en fonction d'une feuille de route (41 ), puis par division par au moins un ratio limitatif traduisant un paramètre de vol de l'aéronef (1 ).
5- Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la courbe conique (24) est de type propre, telle que parabole, ellipse ou hyperbole.
6- Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5,
caractérisé en ce que la courbe conique (24) est calculée en temps réel, en fonction de données à jour produites par des équipements (9, 13, 14) de vol, dont une valeur d'accélération verticale possible et / ou une valeur de la masse instantanée de l'aéronef (1 ) à voilure tournante.
7- Dispositif (10) d'alerte de terrain
caractérisé en ce que ce dispositif (10) est logiquement couplé à un système (13) indicateur de manœuvrabilité.
8- Dispositif (10) selon la revendication 7,
caractérisé en ce que ce dispositif (10) est au moins en partie embarqué, et comporte un équipement (9) de vol avec un ordinateur de vol (14) apte à exécuter un code (15) qui permet la mise en œuvre du procédé conforme à l'une des revendications 1 à 6.
9- Aéronef (1 ) à voilure tournante,
caractérisé en ce qu'il (1 ) est un hélicoptère (3) ou un aéronef convertible (5) à voilure tournante ou un drône.
10- Aéronef (1 ) à voilure tournante,
caractérisé en ce qu'il (1 ) est apte à mettre en œuvre le procédé conforme à l'une des revendications 1 à 6 et / ou qu'il (1 ) comporte un dispositif (10) d'alerte de terrain selon l'une des revendications 7 à 8 ; cet aéronef (1 ) possédant une alarme sonore (45) prévue pour être déclenchée de manière sélective par l'alerte de terrain.
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2932919B1 (fr) * 2008-06-24 2010-08-20 Eurocopter France Adaptation d'alertes de terrain selectives, en fonction la manoeuvrabilite instantanee d'un giravion
FR3008530B1 (fr) 2013-07-10 2015-07-17 Eurocopter France Procede et dispositif d'emission d'alertes pour l'evitement de terrain par un aeronef a voilure tournante
EP3286086A4 (fr) * 2015-04-22 2018-10-24 Astronautics Corporation Of America Affichage électronique d'informations de boussole/d'informations cartographiques pour un giravion, fournissant une représentation améliorée d'obstacles environnants
FR3036816B1 (fr) 2015-05-29 2017-05-05 Airbus Helicopters Procede et systeme d'aide au pilotage pour eviter un obstacle avec un giravion
WO2018222945A1 (fr) * 2017-05-31 2018-12-06 Geomni, Inc. Système et procédé de planification de mission et d'automatisation de vol pour aéronef sans pilote
FR3072816B1 (fr) * 2017-10-20 2023-11-03 Thales Sa Procede de determination de point(s) limite (s) de decision relative au declenchement d'une manoeuvre d'evitement par un aeronef, dispositif et programme d'ordinateur associes
CN110989652A (zh) * 2019-11-05 2020-04-10 北京金景科技有限公司 一种利用激光雷达进行无人机仿地飞行的方法
US11514798B2 (en) * 2020-04-30 2022-11-29 The Boeing Company UAV risk-based route planning system
US20220187819A1 (en) * 2020-12-10 2022-06-16 Hitachi, Ltd. Method for event-based failure prediction and remaining useful life estimation
CN113822913B (zh) * 2021-11-25 2022-02-11 江西科技学院 一种基于计算机视觉的高空抛物检测方法和系统
US20230244249A1 (en) * 2022-02-01 2023-08-03 Lockheed Martin Corporation Collision prevention flight control mode
US11827376B2 (en) * 2022-04-19 2023-11-28 Honeywell International Inc. Enhanced ground proximity warning system that selectively operates in both a helicopter mode and a fixed-wing mode

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2756256A1 (fr) * 1996-11-26 1998-05-29 Eurocopter France Indicateur de marge de puissance pour un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere
US5892462A (en) * 1995-06-20 1999-04-06 Honeywell Inc. Adaptive ground collision avoidance system
FR2853978A1 (fr) * 2003-04-16 2004-10-22 Eurocopter France Procede et dispositif de securisation du vol d'un aeronef en conditions de vol aux instruments hors infrastructures de vol aux instruments
EP1726973A1 (fr) * 2005-05-24 2006-11-29 Eurocopter Procédé et dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef à basse altitude

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1374954A (fr) 1960-09-14 1964-10-16 Gen Aeronautique Marcel Dassau Perfectionnements aux moyens de pilotage d'aérodynes pour les vols à très basse altitude, et notamment en rase-mottes
FR87853A (fr) * 1962-05-18
US3396391A (en) * 1963-12-20 1968-08-06 North American Rockwell Terrain-following system
FR2712251B1 (fr) 1993-11-10 1996-01-26 Eurocopter France Procédé et dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef.
US6092009A (en) * 1995-07-31 2000-07-18 Alliedsignal Aircraft terrain information system
FR2749546B1 (fr) * 1996-06-07 1998-08-07 Eurocopter France Indicateur de pilotage pour aeronef
FR2749545B1 (fr) * 1996-06-07 1998-08-07 Eurocopter France Indicateur de pilotage pour aeronef
FR2755945B1 (fr) * 1996-11-19 1999-01-15 Eurocopter France Indicateur de pilotage pour aeronef
FR2772718B1 (fr) 1997-12-22 2000-02-11 Eurocopter France Indicateur de pilotage pour aeronef
WO2000048159A2 (fr) * 1999-02-01 2000-08-17 Honeywell International Inc. Appareils, procedes, et programmes informatiques pour generer une enveloppe de marge de franchissement de relief autour d'une piste selectionnee
WO2000045126A1 (fr) * 1999-02-01 2000-08-03 Honeywell International Inc. Systeme avertisseur de proximite du sol
SE515655C2 (sv) * 1999-12-22 2001-09-17 Saab Ab "System och metod för kollisionsundvikning mellan farkoster
FR2809082B1 (fr) 2000-05-17 2002-09-20 Eurocopter France Indicateur de marge de puissance pour un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere
US6906641B2 (en) * 2000-05-26 2005-06-14 Honeywell International Inc. Apparatus, method and computer program product for helicopter enhanced ground proximity warning system
US6583733B2 (en) * 2000-05-26 2003-06-24 Honeywell International Inc. Apparatus, method and computer program product for helicopter ground proximity warning system
FR2813963B1 (fr) 2000-09-08 2002-11-15 Thomson Csf Perfectionnements a la visualisation de dispositifs d'anti collision terrain pour aeronef
US6873903B2 (en) * 2001-09-07 2005-03-29 R. Michael Baiada Method and system for tracking and prediction of aircraft trajectories
US6820006B2 (en) * 2002-07-30 2004-11-16 The Aerospace Corporation Vehicular trajectory collision conflict prediction method
US7064680B2 (en) * 2002-12-20 2006-06-20 Aviation Communications & Surveillance Systems Llc Aircraft terrain warning systems and methods
ATE359581T1 (de) * 2004-08-31 2007-05-15 Saab Ab System und methode zur automatischen kollisionsvermeidung für flugzeuge
FR2902407B1 (fr) 2006-06-16 2009-04-17 Eurocopter France Procede et dispositif pour determiner le parametre limitant d'un turbomoteur.
FR2902408B1 (fr) 2006-06-19 2008-08-08 Eurocopter France Equilibrage en puissance de deux turbomoteurs d'un aeronef
FR2932919B1 (fr) * 2008-06-24 2010-08-20 Eurocopter France Adaptation d'alertes de terrain selectives, en fonction la manoeuvrabilite instantanee d'un giravion
ATE545924T1 (de) * 2008-11-04 2012-03-15 Saab Ab Vermeidungsmanöver-generator für ein flugzeug

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5892462A (en) * 1995-06-20 1999-04-06 Honeywell Inc. Adaptive ground collision avoidance system
FR2756256A1 (fr) * 1996-11-26 1998-05-29 Eurocopter France Indicateur de marge de puissance pour un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere
FR2853978A1 (fr) * 2003-04-16 2004-10-22 Eurocopter France Procede et dispositif de securisation du vol d'un aeronef en conditions de vol aux instruments hors infrastructures de vol aux instruments
EP1726973A1 (fr) * 2005-05-24 2006-11-29 Eurocopter Procédé et dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef à basse altitude

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ANONYMOUS: "AC 27 - 1B; CHAPTER 3: AIRWORTHINESS STANDARDS TRANSPORT CATEGORY ROTORCRAFT", 24 June 2005, FEDERAL AVIATION ADMINISTRATION, XP002526710 *
ANONYMOUS: "FlightLogic Pilot's Guide 5.0C ; Section 8: Appendix/Index", 15 September 2006, CHELTON FLIGHT SYSTEMS, XP002526709 *

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