WO2017103499A1 - Procédé et système de commande de freinage d'un aeronef equipé d'un système d'inversion de poussée - Google Patents

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pilot
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Patrick Gonidec
Hakim Maalioune
Taillard FRANÇOIS
Denis JONTEF
Marie-Laure DE-CRESCENZO
Jean-François HAMMANN
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Safran Nacelles
Safran Landing Systems
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Publication date
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Definitions

  • the invention relates to a method and a braking system for an aircraft equipped with one or more turbojet engines and equipped with a thrust reverser system.
  • the aircraft braking systems comprise braking actuators (hydraulic or electromechanical), controlled to apply to the wheels of the aircraft a braking torque tending to slow it down.
  • the control of braking systems generally include braking assistance systems, such as for example an anti-skid system (generally called “anti-skid”) or an automatic braking system (usually called “autobrake”).
  • braking assistance systems such as for example an anti-skid system (generally called “anti-skid”) or an automatic braking system (usually called “autobrake”).
  • the anti-slip system or anti-slip protection, automatically regulates the braking force applied to each of the braked wheels, in order to prevent any blockage or slippage of one of the wheels.
  • each braked wheel is equipped with a speed sensor, the data measured by these sensors for detecting the sliding of one or more wheels.
  • the automatic braking system makes it possible to automatically obtain the deceleration of the aircraft, the necessary braking force being calculated and controlled by the system, in particular according to a stopping distance preselected by the pilot.
  • the automatic braking system is activated, it is no longer necessary for the pilot to control the braking via the brake pedals (or pedals).
  • turbojet engines When an aircraft is driven by turbojet engines, some or all of these turbojet engines are generally equipped with a thrust reversal system.
  • the role of a thrust reverser is, during landing, to improve the braking capacity of the aircraft by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine.
  • the thrust reverser directs at least part of the flow ejection of the turbojet forward, thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels and airbrakes of the aircraft.
  • a thrust reverser can act on the two flows, or act only on the cold flow.
  • thrust reversers are equipment that undergoes very high mechanical stresses and must meet stringent specifications, particularly in terms of reliability of operation. This equipment is therefore designed accordingly, which negatively impacts the mass and cost of the propulsion system.
  • the thrust reversing system of a turbojet engine when activated, the resulting counter-thrust will be all the more important as the engine speed will be high.
  • the use of a thrust reverser is therefore generally at a high engine speed, for example about 75% of the maximum speed. In some cases, such as an emergency landing or an aborted take-off, the engine speed may be even higher. This has the direct consequence of a significant load on the engine, which impacts its life.
  • the invention relates to a method for controlling the braking of an aircraft equipped with a landing gear carrying braked wheels, the aircraft being propelled by turbojet engines and equipped with a thrust reversal system, the process comprising the steps of:
  • the method that is the subject of the invention makes it possible to reserve the use of thrust reversers for emergency cases or track cases. contaminated, while limiting the reaction time.
  • the automatic activation of the thrust reversers makes it possible not to be dependent on the reaction time of the pilot. This reduces the reaction time of the aircraft to an unforeseen event and thus increases the safety of the aircraft. airplane maneuvers on the ground. It also reduces fuel consumption, and especially the wear of the engines, without compromising the safety during landing.
  • the thrust reversal system is activated if the estimated grip is less than a predetermined threshold.
  • the adhesion is estimated according to a slip rate of the wheels.
  • the slip rate of the wheels is determined according to the measurement of the rotational speed of the braked wheels.
  • the invention also relates to a braking control system of an aircraft equipped with braked wheels and one or more turbojets equipped with a thrust reversal system, the system comprising:
  • a processing unit capable of determining a slip rate of the wheels, and generating a signal representative of insufficient adhesion if the slip rate is greater than a predetermined threshold
  • a control unit adapted to receive the signal generated by the processing unit and, upon receipt of this signal, to control the activation of the thrust reversal system.
  • the system according to the invention allows a coupling of the braking system of an aircraft and the thrust reversal system.
  • the system according to the invention retrieves information relating to the quality of the braking and deduces an order of automatic actuation of the inverters if the braking is deemed insufficient to meet the instruction given by the driver or the automatic braking system.
  • control unit is connected to a turbojet engine control system, or FADEC.
  • control unit is integrated with a turbojet engine control system, or FADEC.
  • the slip rate of the wheels is determined according to the information returned by sensors wheel rotation speed.
  • the invention also relates to an aircraft equipped with braked wheels and one or more turbojets equipped with a thrust reversal system, the aircraft being able to implement the method as defined above. and / or comprising a system as defined above.
  • FIG. 1 is a diagram showing the elements of a braking control system according to the invention
  • FIG. 2 is a simplified logic diagram of the thrust reversal function in the context of a system according to the invention and / or the implementation of a method according to the invention;
  • FIG. 3 is a logic diagram of the landing procedure with or without inverter in the context of a system according to the invention and / or the implementation of a method according to the invention.
  • Figure 1 shows the elements of a braking control system according to the invention. These elements enabling the implementation of a method according to the invention, and are implemented in particular on subsets of an aircraft, including at least one landing gear 1 and at least one turbojet nacelle 2 (of which only the rear section is shown).
  • the braking control system of an aircraft comprises wheels 10, mounted on the landing gear 1, at least a portion of the wheels being braked (that is to say equipped with brakes).
  • the two wheels 10 shown in FIG. 1 are braked and are equipped for this purpose with brakes 11.
  • the brakes 1 1 are electromechanical or hydraulic type.
  • Each braked wheel in the example the two wheels 10, is also equipped with a speed sensor 12.
  • the sensors 12 are connected to an input 13a of a processing unit 13.
  • the processing unit 13 is able to detect the sliding of one or more braked wheels, in particular according to the data returned by the speed sensors 12.
  • the processing unit 13 detects the sliding of one or more wheels, it generates a signal representative of the sliding of one or more wheels, this signal activating the anti-slip protection.
  • the braking is regulated so as to limit or cancel any sliding of the wheels.
  • the processing unit 13 has an output 13b connected to an input 14a of a control unit 14.
  • the output 13b makes it possible to transmit to the control unit 14, if necessary, a copy of the sliding signal.
  • the control unit 14 has an output 14b connected directly to the control unit 13. a first input 15a of the engine control system 15, or FADEC 15 (acronym for "Full Authority Digital Engine Control” or numerical control computers with full authority of engines).
  • the FADEC 15 further includes a second input 15b connected to an outlet 16a of the throttle lever 16, this link making it possible to transmit information relating to the position of the throttle lever 16.
  • the FADEC 15 has an output 15c connected to a input 20a of a control system 20 of a thrust reverser 21.
  • the control unit 14 determines an order of activation or, if necessary, modulation of the thrust reverser 21. This order is transmitted to the FADEC 15 which transmits it to the control system 20 of the thrust reverser 21.
  • the control unit 14 thus replaces the action of the pilot on the throttle 16, and transmits to the FADEC 15 the activation order of the thrust reverser 21. This provides the automatic activation of the thrust reversal system when the sliding of one or more wheels is detected.
  • This automatic activation makes it possible to perform an emergency release of the thrust reversal system, especially when the state of the track, and more particularly its adhesion, proves to be worse than expected and has a significant impact on the braking capacity of the engine. 'aircraft.
  • Automatic activation saves precious seconds compared to a manual activation, which would depend on the reaction time of the pilot.
  • the system and method according to the invention allowing such an automatic activation in case of sliding of one or more wheels, allow to ensure the desired safety, while encouraging the pilot to provide a landing without activating the inversion thrust. Conversely, if the braking conditions are correct, the thrust reversal system is not implemented.
  • the invention makes it possible to reserve the use of the inversion system thrust mainly in emergency cases, and therefore to limit consumption, and especially the wear of the engines.
  • the automatic activation of the thrust reverser will be decided by the system if the measured sliding rate (of the braked wheels) is greater than a threshold.
  • This threshold must in particular take into account the distortion of the mechanical torsor of the braking forces induced by partial or total slip (resulting and moment of forces on the aircraft).
  • This torsor can be calculated in real time from the sliding signals transmitted by each wheel. Two factors will be taken into account: the stability of the trajectory and the lengthening of trajectory.
  • the processing unit analyzes the distance traveled and the sliding rate of the aircraft, as well as the path lengthening, which will lead the system to make a deployment decision, in particular in case of automatic braking ( autobrake), if too much distortion compared to the trajectory setpoint is observed.
  • control unit 14 merely replaces the activation by the throttle lever 16. It therefore does not change the structure of the lines of defense of the inverter against inadvertent deployment, including the logical interlocks. and mechanical are located either downstream of the FADEC, or in the aircraft system, with in the latter case the direct control of tertiary lock 24 (or TLS for "Tertiary lock System”), regardless of the rest of the system.
  • FIG. 2 represents a simplified logic diagram of the activation function of the thrust reversal system according to the present invention.
  • FIG. 2 shows schematically the processing unit 13, the control unit 14, the FADEC 15 and the control system 20 of the inverter of FIG. thrust 21.
  • the control unit 14 is connected to both the processing unit 13 and the throttle lever 16.
  • the control unit 14 issues an activation command reverse thrust system if it receives a corresponding signal from the processing unit 13 or the throttle 16 (function "OR", corresponding to the Boolean operator "OR”).
  • This order is transmitted to the FADEC 15, which transmits it to the control system 20 if other conditions are met, especially if the engine speed 22 is idling, if the wheels 23 have touched the ground and if the tertiary lock 24 is deactivated .
  • FIG. 2 further shows that the thrust reversal management system (i.e., the elements in the dashed frame 25) need not be modified to incorporate a system in accordance with FIG. invention. Indeed, the elements located in the dotted frame 25 of Figure 2 remain unchanged by the implementation of the invention, the system according to the invention replacing only the action of the pilot on the throttle. It will be appreciated that, therefore, the present invention does not change the certification process of the inverter system.
  • the thrust reversal management system i.e., the elements in the dashed frame 25
  • the elements located in the dotted frame 25 of Figure 2 remain unchanged by the implementation of the invention, the system according to the invention replacing only the action of the pilot on the throttle. It will be appreciated that, therefore, the present invention does not change the certification process of the inverter system.
  • Figure 3 is a logic diagram of the landing procedure of an aircraft equipped with a system according to the invention, this system having previously activated in flight by the pilot. It is recalled that the pilot may choose to disable the system according to the invention, which is not treated in Figure 3.
  • the landing process shown in Figure 3 begins during the approach phase (step 40). During this phase, the pilot prepares the landing, which consists in particular in preselecting or not the activation of the automatic braking system, or autobrake (step 41).
  • step 42 If the pilot activates the automatic braking system (step 42), then the next step is landing (step 43). During landing, the pilot chooses to activate or not the reverse thrust system (step 44). In the case where the pilot chooses to activate this system, then the thrust reversers are deployed (step 45). Braking is in this case provided by the automatic braking system combined with the reverse thrust system (step 46).
  • step 47 the pilot always retains a possibility of action during this braking phase (step 47).
  • the pilot can choose from two different actions (step 49).
  • the first type of action (step 50) is a pilot action on the throttle that results in the deactivation of the automatic braking system (alternatively, the action of the pilot can be the direct deactivation of the automatic braking system by means of a dedicated command button).
  • the end of the braking phase is performed via manual control of both the throttle (management of the thrust reversal system) and wheel braking (step 51).
  • the next step is the end of the braking phase and therefore the end of the landing procedure (step 52).
  • the second type of action (step 53) consists of a driver action on the rudder which is the manual control of the braking wheels. There are then two cases, depending on the intensity of the pressure exerted by the pilot on the rudder (step 54). If this pressure is considered to be high, ie it is greater than a predetermined threshold (step 55), then the action of the pilot has the effect of disabling the automatic braking system (step 56) . The next step is the end of the braking phase and therefore the end of the landing procedure (step 52).
  • step 57 If the pressure exerted by the pilot is considered to be not strong, that is to say that it is lower than the predetermined threshold (step 57), then the pilot action does not result in the deactivation of the pilot.
  • automatic braking system The end of braking is then automatically managed for wheel braking, the system according to the invention being able to act on the management of gases in case of detection of a slip, that is to say in case of warning of the anti-skid system (step 58).
  • the next step is the end of the braking phase and therefore the end of the landing procedure (step 52).
  • step 47 the pilot does not perform any action on the braking or reverse thrust commands (step 59)
  • step 59 the braking is done automatically.
  • the engine speed is controlled by the automatic braking system and the anti-skid system (step 60).
  • the system can act on the control of the gas to change the intensity of the thrust, even if no slip is detected.
  • the next step is the end of the braking phase and therefore the end of the landing procedure (step 52).
  • the wheel braking system comprises an anti-slip system capable of detecting the sliding of one or more wheels (among the braked wheels). If the antiskid system emits a signal representative of the occurrence of such a slip (step 64), this signal generates the activation of the thrust reversal system (step 65), at the end of the process described above. in relation with Figure 1.
  • step 46 the pilot retains the possibility of acting on the commands, the next step is therefore step 47, already described. If no slip occurs (step 66), then the braking is performed by the automatic braking system, only the braking to the wheels being implemented (step 67), and until the end of the braking phase. The next step is the end of the braking phase and therefore the end of the landing procedure (step 52).
  • step 68 If, during step 41, the pilot Si does not activate the automatic braking system (step 68), two cases are distinguished according to whether or not the pilot preselects the activation of the thrust reversal system "to the touch "(Step 69). In the case where the pilot chooses to preselect this automatic deployment (step 70), then the reverse thrust system is deployed automatically to the touch (step 71), that is to say when the aircraft lands. The braking phase is therefore performed with the thrust reversing system activated (step 72).
  • the pilot retains the ability to manage the intensity of the thrust by acting or not on the throttle (step 73).
  • step 74 If the pilot is acting on the throttle (step 74), then the braking is managed manually by the pilot, both wheel braking and thrust reversal (step 75). The next step is the end of the braking phase and therefore the end of the landing procedure (step 52).
  • step 76 If the pilot does not act on the throttle (step 76), then the braking is managed manually by the pilot, only with respect to wheel braking (step 77).
  • the system according to the invention can however act on the control of the gases to modify the intensity of the counter-thrust if the antiskid system detects the sliding of one or more wheels.
  • the next step is the end of the braking phase and therefore the end of the landing procedure (step 52).
  • step 69 the pilot chooses not to preselect the automatic deployment of the thrust reversal system (step 78), then the landing is performed without automatic action (step 79), whether for wheel braking or thrust reversal.
  • the pilot retains however the ability to activate or not the reverse thrust system (step 80).
  • step 81 If the pilot activates the thrust reversal system (step 81), then the next step is step 72, already described.
  • step 82 If the pilot does not activate the thrust reversal system (step 82), then only braking is performed without the aid of thrust reversal (step 83). Only wheel braking is therefore implemented (manually), at least at the beginning of the braking sequence (step 84). If the antiskid system emits a signal representative of the slippage of one or more wheels (step 85), this signal generates the activation of the thrust reversal system (step 86), as described above. The next step is then step 73, already described. If no slip is detected by the antiskid system (step 87), then braking is performed by braking the wheels, only wheel braking being implemented (step 88), and until the end of the braking phase. The next step is the end of the braking phase and therefore the end of the landing procedure (step 52).

Abstract

L'invention se rapporte à un procédé de commande du freinage d'un aéronef équipé d'un train d'atterrissage portant des roues freinées, l'aéronef étant propulsé par des turboréacteurs et équipé d'un système d'inversion de poussée, le procédé comportant les étapes de : - estimer l'adhérence des roues freinées, et - en fonction de l'adhérence estimée, activer le système d'inversion de poussée, ou moduler la contre-poussée générée par le système d'inversion de poussée si celui-ci est déjà activé.

Description

Procédé et système de commande de freinage d'un aéronef équipé d'un système d'inversion de poussée
L'invention se rapporte à un procédé et à un système de freinage pour un aéronef équipé d'un ou plusieurs turboréacteurs et équipés d'un système d'inversion de poussée.
La plupart des aéronefs comportent plusieurs atterrisseurs dont les fonctions essentielles sont, d'une part, d'absorber une grande part de l'énergie cinétique due à la composante verticale de la vitesse de l'aéronef à l'atterrissage, et, d'autre part, de permettre à l'aéronef d'évoluer au sol, en particulier durant la phase de freinage.
Les systèmes de freinage pour aéronef comportent des actionneurs de freinage (hydraulique ou électromécanique), commandés pour appliquer aux roues de l'aéronef un couple de freinage tendant à ralentir celui-ci.
La commande des systèmes de freinage incluent en général des systèmes d'aide au freinage, comme par exemple un système d'antidérapage (généralement dénommé « anti-skid ») ou un système de freinage automatique (généralement dénommé « autobrake »).
Le système d'antidérapage, ou protection d'anti-glissement, permet de réguler automatiquement la force de freinage appliquée à chacune des roues freinées, dans le but d'éviter tout blocage ou dérapage de l'une des roues. A cet effet, chaque roue freinée est équipée d'un capteur de vitesse de rotation, les données mesurées par ces capteurs permettant de détecter le glissement d'une ou plusieurs roues.
Le système de freinage automatique permet d'obtenir automatiquement la décélération de l'aéronef, la force de freinage nécessaire étant calculée et commandée par le système en fonction notamment d'une distance d'arrêt présélectionnée par le pilote. Lorsque le système de freinage automatique est activé, il n'est plus nécessaire que le pilote contrôle le freinage par l'intermédiaire des pédales de frein (ou palonniers).
Lorsqu'un aéronef est mû par des turboréacteurs, une partie ou la totalité de ces turboréacteurs est généralement équipée d'un système d'inversion de poussée. Le rôle d'un inverseur de poussée est, lors de l'atterrissage, d'améliorer la capacité de freinage de l'aéronef en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur. Dans cette phase, l'inverseur de poussée dirige au moins une partie du flux d'éjection du turboréacteur vers l'avant, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues et des aérofreins de l'aéronef.
Dans le cas de turboréacteurs à double flux, qui génèrent à la fois un flux de gaz chauds (flux primaire) et un flux d'air froid (flux secondaire), un inverseur de poussée pourra agir sur les deux flux, ou agir uniquement sur le flux froid.
De manière générale, les inverseurs de poussée sont des équipements qui subissent des contraintes mécaniques très élevées et qui doivent répondre à spécifications sévères, notamment en termes de fiabilité de fonctionnement. Ces équipements sont donc conçus en conséquence, ce qui impacte négativement la masse et le coût de l'ensemble propulsif.
D'autre part, lorsque le système d'inversion de poussée d'un turboréacteur est activé, la contre-poussée résultante sera d'autant plus importante que le régime du moteur sera élevé. L'utilisation d'un inverseur de poussée se fait donc en général à un régime moteur élevé, par exemple environ 75% du régime maximal. Dans certains cas, comme par exemple un atterrissage d'urgence ou un décollage avorté, le régime moteur peut être encore plus élevé. Cela a pour conséquence directe une sollicitation importante du moteur, qui impacte sa durée de vie.
II existe donc un intérêt à limiter la sollicitation des inverseurs de poussée, notamment afin de réduire la consommation et l'usure des moteurs.
L'invention concerne à cet effet un procédé de commande du freinage d'un aéronef équipé d'un train d'atterrissage portant des roues freinées, l'aéronef étant propulsé par des turboréacteurs et équipé d'un système d'inversion de poussée, le procédé comportant les étapes de :
- estimer l'adhérence des roues freinées, et
- en fonction de l'adhérence estimée, activer le système d'inversion de poussée, ou moduler la contre-poussée générée par le système d'inversion de poussée si celui-ci est déjà activé.
Ainsi, en permettant l'activation automatique des inverseurs de poussée en cas de détection de mauvaises conditions d'adhérence, le procédé objet de l'invention permet de réserver l'usage des inverseurs de poussée aux cas d'urgence ou aux cas de pistes contaminées, tout en limitant le temps de réaction. En effet, l'activation automatique des inverseurs de poussée permet de ne pas être tributaire du temps de réaction du pilote. Ceci réduit le temps de réaction de l'avion à un événement imprévu et augmente donc la sécurité des manœuvres avion au sol. On réduit également la consommation de carburant, et surtout l'usure des moteurs, sans nuire à la sécurité lors de l'atterrissage.
Dans une réalisation, le système d'inversion de poussée est activé si l'adhérence estimée est inférieure à un seuil prédéterminé.
Dans une réalisation, l'adhérence est estimée en fonction d'un taux de glissement des roues.
Dans une réalisation, le taux de glissement des roues est déterminé en fonction de la mesure de la vitesse de rotation des roues freinées.
L'invention concerne également un système de commande de freinage d'un aéronef équipé de roues freinées et d'un ou plusieurs turboréacteurs équipé(s) d'un système d'inversion de poussée, le système comportant :
- une unité de traitement apte à déterminer un taux de glissement des roues, et à générer un signal représentatif d'une adhérence insuffisante si le taux de glissement est supérieur à un seuil prédéterminé ;
- une unité de commande apte à recevoir le signal généré par l'unité de traitement et, sur réception de ce signal, à commander l'activation du système d'inversion de poussée.
Ainsi, le système selon l'invention permet un couplage du système de freinage d'un aéronef et du système d'inversion de poussée. Le système conforme à l'invention récupère les informations relative à la qualité du freinage et en déduit un ordre d'actionnement automatique des inverseurs si le freinage est jugé insuffisant pour satisfaire la consigne donnée par le pilote ou par le système de freinage automatique.
Dans une réalisation, l'unité de commande est reliée à un système de régulation des turboréacteurs, ou FADEC.
Dans une réalisation, l'unité de commande est intégrée à un système de régulation des turboréacteurs, ou FADEC.
Dans une réalisation, le taux de glissement des roues est déterminé en fonction des informations renvoyées par des capteurs de vitesse de rotation des roues.
L'invention concerne par ailleurs un aéronef équipé de roues freinées et d'un ou plusieurs turboréacteurs équipé(s) d'un système d'inversion de poussée, l'aéronef étant apte à mettre en œuvre le procédé tel que défini ci- dessus et/ou comportant un système tel que défini ci-dessus. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est un schéma montrant les éléments d'un système de commande de freinage conforme à l'invention ;
- la figure 2 est un schéma logique simplifié de la fonction inversion de poussée dans le cadre d'un système conforme à l'invention et/ou de la mise en œuvre d'un procédé conforme à l'invention ;
- la figure 3 est un schéma logique de la procédure d'atterrissage avec ou sans inverseur dans le cadre d'un système conforme à l'invention et/ou de la mise en œuvre d'un procédé conforme à l'invention .
La figure 1 montre les éléments d'un système de commande de freinage conforme à l'invention. Ces éléments permettant la mise en œuvre d'un procédé conforme à l'invention, et sont implantés notamment sur des sous-ensembles d'un aéronef, incluant au moins un train d'atterrissage 1 et au moins une nacelle 2 de turboréacteur (dont seule la section arrière est représentée).
Le système de commande de freinage d'un aéronef comporte des roues 10, montées sur le train d'atterrissage 1 , au moins une partie des roues étant freinée (c'est-à-dire équipées de freins). Les deux roues 10 représentées à la figure 1 sont freinées et sont équipées à cet effet de freins 1 1 . Les freins 1 1 sont de type électromécanique ou hydraulique.
Chaque roue freinée, dans l'exemple les deux roues 10, est par ailleurs équipée d'un capteur 12 de vitesse de rotation. Les capteurs 12 sont reliés à une entrée 13a d'une unité de traitement 13. Ainsi, les données mesurées par l'ensemble des capteurs 12 sont transmises à l'unité de traitement 13. L'unité de traitement 13 est apte à détecter le glissement d'une ou plusieurs roues freinées, en fonction notamment des données renvoyées par les capteurs 12 de vitesse de rotation. Lorsque l'unité de traitement 13 détecte le glissement d'une ou plusieurs roues, celle-ci génère un signal représentatif du glissement d'une ou plusieurs roues, ce signal activant la protection d'anti-glissement. Ainsi, en fonction du signal de glissement émis par l'unité de traitement 13, le freinage est régulé de manière à limiter ou annuler tout glissement des roues.
Dans le système conforme à l'invention, l'unité de traitement 13 comporte une sortie 13b reliée à une entrée 14a d'une unité de commande 14. La sortie 13b permet de transmettre à l'unité de commande 14, le cas échéant, une copie du signal de glissement. Ainsi, lorsque le glissement d'une ou plusieurs roues est détecté par l'unité de traitement 13, le signal de glissement correspondant est directement transmis à l'unité de commande 14. L'unité de commande 14 comporte une sortie 14b reliée directement à une première entrée 15a du système de régulation moteur 15, ou FADEC 15 (acronyme anglais pour « Full Authority Digital Engine Control », ou calculateurs de régulation numérique à pleine autorité des moteurs). Le FADEC 15 comporte par ailleurs une deuxième entrée 15b reliée à une sortie 16a de la manette des gaz 16, cette liaison permettant de transmettre une information relative à la position de la manette des gaz 16. Le FADEC 15 comporte une sortie 15c reliée à une entrée 20a d'un système de commande 20 d'un inverseur de poussée 21 .
Ainsi, grâce à l'architecture décrite ci-dessus, lorsqu'un signal de glissement est émis par l'unité de traitement 13, ce signal est reçu par l'unité de commande 14. En fonction de ce signal, l'unité de commande 14 détermine un ordre d'activation ou, le cas échéant, de modulation de l'inverseur de poussée 21 . Cet ordre est transmis au FADEC 15 qui le transmet au système de commande 20 de l'inverseur de poussée 21 . Dans le cas d'un dérapage constaté par l'unité de traitement 13, l'unité de commande 14 remplace ainsi l'action du pilote sur la manette des gaz 16, et transmet au FADEC 15 l'ordre d'activation de l'inverseur de poussée 21 . On obtient ainsi l'activation automatique du système d'inversion de poussée lorsque le glissement d'une ou plusieurs roues est détecté. Cette activation automatique permet de réaliser un déclenchement d'urgence du système d'inversion de poussée, notamment lorsque l'état de la piste, et plus particulièrement son adhérence, s'avère moins bon que prévu et impacte significativement la capacité de freinage de l'aéronef. L'activation automatique permet de gagner de précieuses secondes par rapport à une activation manuelle, qui serait dépendante du temps de réaction du pilote. Le système et le procédé conformes à l'invention, en permettant une telle activation automatique en cas de glissement d'une ou plusieurs roues, permettent d'assurer la sécurité voulue, tout en encourageant le pilote à prévoir un atterrissage sans activer l'inversion de poussée. A l'inverse, si les conditions de freinage sont correctes, le système d'inversion de poussée n'est pas mis en œuvre. Ainsi, l'invention permet de réserver l'utilisation du système d'inversion de poussée principalement aux cas d'urgence, et donc de limiter la consommation, et, surtout l'usure des moteurs.
L'activation automatique de l'inverseur de poussée sera décidée par le système si le taux de glissement (des roues freinées) mesuré est supérieur à un seuil. Ce seuil devra notamment prendre en compte la distorsion du torseur mécanique des forces de freinage induite par un dérapage partiel ou total (résultante et moment des forces sur l'avion). Ce torseur pourra être calculé en temps réel à partir des signaux de glissement transmis par chaque roue. Deux facteurs seront notamment pris en compte : la stabilité de la trajectoire et le rallongement de trajectoire. Par ailleurs, l'unité de traitement, analyse la distance parcourue et le taux de glissement de l'avion, ainsi que le rallongement de trajectoire, ce qui conduira le système à prendre une décision de déploiement, en particulier en cas de freinage automatique (autobrake), si une distorsion trop importante par rapport à la consigne de trajectoire est constatée.
Comme le montre la figure 2 l'unité de commande 14 ne fait que remplacer l'activation par la manette des gaz 16. Il ne change donc pas la structure des lignes de défense de l'inverseur contre un déploiement intempestif, dont les verrouillages logiques et mécaniques sont situés soit en aval du FADEC, soit dans le système avion, avec dans ce dernier cas la commande directe du verrou tertiaire 24 (ou TLS pour « Tertiary lock System »), indépendamment du reste du système.
Sur un aéronef équipé d'un système conforme à l'invention et/ou apte à mettre en œuvre le procédé conforme à l'invention, on pourra prévoir de remplacer ou compléter la commande du système d'inversion de poussée située au niveau de la manette des gaz 16 par un bouton de déclenchement d'urgence du système d'inversion de poussée.
Dans une variante du système décrit à la figure 1 , on pourra prévoir que l'unité de commande 14 est reliée à la manette des gaz 16 (liaison 16b) et reçoit de celle-ci une information relative à la position de la manette des gaz. Cette information pourra permettre à l'unité de commande 14 de discriminer un de décollage avorté d'un cas d'atterrissage d'urgence.
La figure 2 représente un schéma logique simplifié de la fonction d'activation du système d'inversion de poussée conforme à la présente invention. Sur la figure 2 sont schématisés l'unité de traitement 13, l'unité de commande 14, le FADEC 15 et le système de commande 20 de l'inverseur de poussée 21 . Dans l'exemple de la figure 3, l'unité de commande 14 est reliée à la fois à l'unité de traitement 13 et à la manette des gaz 16. Ainsi, l'unité de commande 14 émet un ordre d'activation du système d'inversion de poussée si elle reçoit un signal correspondant de l'unité de traitement 13 ou de la manette des gaz 16 (fonction « OR », correspondant à l'opérateur booléen « OU »). Cet ordre est transmis au FADEC 15, qui le transmet au système de commande 20 si d'autres conditions sont remplies, notamment si le régime moteur 22 est au ralenti, si les roues 23 ont touché le sol et si le verrou tertiaire 24 est désactivé.
La figure 2 montre en outre que le système de gestion de l'inversion de poussée (c'est-à-dire les éléments situés dans le cadre en pointillé 25) n'a pas à être modifié pour intégrer un système conforme à l'invention. En effet, les éléments situés dans le cadre en pointillé 25 de la figure 2 restent inchangés par la mise en œuvre de l'invention, le système conforme à l'invention se substituant seulement à l'action du pilote sur la manette des gaz. On notera que de ce fait, la présente invention ne change pas le processus de certification du système d'inverseur.
La figure 3 est un schéma logique de la procédure d'atterrissage d'un avion équipé d'un système conforme à l'invention, ce système ayant préalablement activé en vol par le pilote. On rappelle en effet que le pilote pourra choisir de désactiver le système conforme à l'invention, cas qui n'est pas traité par la figure 3.
Le processus d'atterrissage représenté à la figure 3 débute lors de la phase d'approche (étape 40). Durant cette phase, le pilote prépare l'atterrissage, ce qui consiste notamment à présélectionner ou non l'activation du système de freinage automatique, ou autobrake (étape 41 ).
Si le pilote active le système de freinage automatique (étape 42), alors l'étape suivante est celle de l'atterrissage (étape 43). Lors de l'atterrissage, le pilote choisit d'activer ou non le système d'inversion de poussée (étape 44). Dans le cas où le pilote choisit d'activer ce système, alors les inverseurs de poussée sont déployés (étape 45). Le freinage est dans ce cas assuré par le système de freinage automatique combiné au système d'inversion de poussée (étape 46).
Bien entendu, le pilote conserve toujours une possibilité d'action durant cette phase de freinage (étape 47). Dans le cas où le pilote estime qu'une action relative au freinage est nécessaire (étape 48), le pilote a le choix parmi deux actions différentes (étape 49). Le premier type d'action (étape 50) est une action du pilote sur la manette des gaz qui aboutit à la désactivation du système de freinage automatique (alternativement, l'action du pilote peut être la désactivation directe du système de freinage automatique au moyen d'un bouton de commande dédié). Dans ce cas, la fin de la phase de freinage s'effectue via un pilotage manuel à la fois des gaz (gestion du système d'inversion de poussée), et du freinage aux roues (étape 51 ). L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Le deuxième type d'action (étape 53) consiste en une action du pilote sur le palonnier qui est la commande manuelle du freinage aux roues. On distingue alors deux cas, selon l'intensité de la pression exercée par le pilote sur le palonnier (étape 54). Si cette pression est considérée comme étant forte, c'est-à-dire qu'elle est supérieure à un seuil prédéterminé (étape 55), alors l'action du pilote a pour effet de désactiver le système de freinage automatique (étape 56). L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Si la pression exercée par le pilote est considérée comme n'étant pas forte, c'est-à-dire qu'elle est inférieure à seuil prédéterminée (étape 57), alors l'action du pilote n'aboutit pas à la désactivation du système de freinage automatique. La fin du freinage est alors gérée automatiquement pour le freinage aux roues, le système conforme à l'invention étant susceptible d'agir sur la gestion des gaz en cas de détection d'un glissement, c'est-à-dire en cas d'alerte du système d'antidérapage (étape 58). L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Dans le cas où, lors de l'étape 47, le pilote n'effectue aucune action sur les commandes de freinage ou d'inversion de poussée (étape 59), alors le freinage s'effectue de manière automatique. En particulier, le régime moteur est contrôlé par le système de freinage automatique et le système d'antidérapage (étape 60). On notera que dans le cadre de l'invention, le système peut agir sur le contrôle des gaz pour modifier l'intensité de la contre- poussée, même si aucun glissement n'est détecté. L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Lorsqu'au cours de l'étape 44, le pilote choisit de ne pas activer le système d'inversion de poussée (étape 61 ), alors le freinage est assuré par le système de freinage automatique seul, sans aide du système d'inversion de poussée (étape 62). Seul le freinage aux roues est donc mis en œuvre, du moins au début de la séquence de freinage (étape 63). En effet, conformément à l'invention, le système de freinage aux roues comporte un système d'antidérapage, apte à détecter le glissement d'une ou plusieurs roues (parmi les roues freinées). Si le système d'antidérapage émet un signal représentatif de la survenue d'un tel glissement (étape 64), ce signal génère l'activation du système d'inversion de poussée (étape 65), à l'issue du processus décrit plus haut en relation avec la figure 1 . De même que pour l'étape 46, le pilote conserve la possibilité d'agir sur les commandes, l'étape suivante est donc l'étape 47, déjà décrite. Si aucun glissement ne survient (étape 66), alors le freinage est effectué par le système de freinage automatique, seul le freinage aux roues étant mis en œuvre (étape 67), et ce jusqu'à la fin de la phase de freinage. L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Si, lors de l'étape 41 , le pilote Si n'active pas le système de freinage automatique (étape 68), on distingue deux cas selon que le pilote présélectionne ou non l'activation du système d'inversion de poussée « au touché » (étape 69). Dans le cas ou le pilote choisit de présélectionner ce déploiement automatique (étape 70), alors le système d'inversion de poussée est déployé automatiquement au touché (étape 71 ), c'est-à-dire lorsque l'avion se pose. La phase de freinage est donc effectuée avec le système d'inversion de poussée activé (étape 72).
Le pilote conserve toutefois la possibilité de gérer l'intensité de la contre-poussée en agissant ou non sur la manette des gaz (étape 73).
Si le pilote agit sur la manette des gaz (étape 74), alors le freinage est géré manuellement par le pilote, tant le freinage aux roues que l'inversion de poussée (étape 75). L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Si le pilote n'agit pas sur la manette des gaz (étape 76), alors le freinage est géré manuellement par le pilote, uniquement pour ce qui concerne le freinage aux roues (étape 77). Le système conforme à l'invention peut toutefois agir sur le contrôle des gaz pour modifier l'intensité de la contre- poussée si le système d'antidérapage détecte le glissement d'une ou plusieurs roues. L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Si, lors de l'étape 69, le pilote choisit de ne pas présélectionner le déploiement automatique du système d'inversion de poussée au touché (étape 78), alors l'atterrissage s'effectue sans action automatique (étape 79), que ce soit pour le freinage aux roues ou l'inversion de poussée. Le pilote conserve toutefois la possibilité d'activer ou non le système d'inversion de poussée (étape 80).
Si le pilote active le système d'inversion de poussée (étape 81 ), alors l'étape suivante est l'étape 72, déjà décrite.
Si le pilote n'active pas le système d'inversion de poussée (étape 82), alors seul le freinage est effectué sans l'aide de l'inversion de poussée (étape 83). Seul le freinage aux roues est donc mis en œuvre (manuellement), du moins au début de la séquence de freinage (étape 84). Si le système d'antidérapage émet un signal représentatif du glissement d'une ou plusieurs roues (étape 85), ce signal génère l'activation du système d'inversion de poussée (étape 86), comme décrit plus haut. L'étape suivante est alors l'étape 73, déjà décrite. Si aucun glissement n'est détecté par le système d'antidérapage (étape 87), alors le freinage est effectué par freinage aux roues, seul le freinage aux roues étant mis en œuvre (étape 88), et ce jusqu'à la fin de la phase de freinage. L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Il est rappelé que la présente description de l'invention est donnée à titre d'exemple non limitatif.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé de commande du freinage d'un aéronef équipé d'un train d'atterrissage portant des roues freinées, l'aéronef étant propulsé par des turboréacteurs et équipé d'un système d'inversion de poussée, le procédé comportant les étapes de :
- estimer l'adhérence des roues freinées, et
- en fonction de l'adhérence estimée, activer le système d'inversion de poussée, ou moduler la contre-poussée générée par le système d'inversion de poussée si celui-ci est déjà activé.
2. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel le système d'inversion de poussée est activé si l'adhérence estimée est inférieure à un seuil prédéterminé.
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l'adhérence est estimée en fonction d'un taux de glissement des roues.
4. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel le taux de glissement des roues est déterminé en fonction de la mesure de la vitesse de rotation des roues freinées.
5. Système de commande de freinage d'un aéronef équipé de roues (10) freinées et d'un ou plusieurs turboréacteurs équipé(s) d'un système d'inversion de poussée (21 ), le système comportant :
- une unité de traitement (13) apte à déterminer un taux de glissement des roues (10), et à générer un signal représentatif d'une adhérence insuffisante si le taux de glissement est supérieur à un seuil prédéterminé ;
- une unité de commande (14) apte à recevoir le signal généré par l'unité de traitement (13) et, sur réception de ce signal, à commander l'activation du système d'inversion de poussée (21 ).
6. Système selon la revendication précédente dans lequel l'unité de commande (14) est reliée à un système de régulation (15) des turboréacteurs, ou FADEC (15).
7. Système selon la revendication précédente dans lequel l'unité de commande (14) est intégrée à un système de régulation (15) des turboréacteurs, ou FADEC (15).
8. Système selon l'une quelconque des revendications 5 à 7, dans lequel le taux de glissement des roues (10) est déterminé en fonction des informations renvoyées par des capteurs (12) de vitesse de rotation des roues (10).
9. Aéronef équipé de roues (10) freinées et d'un ou plusieurs turboréacteurs équipé(s) d'un système d'inversion de poussée (21 ), l'aéronef étant apte à mettre en œuvre le procédé selon l'une des revendications 1 à 4 et/ou comportant un système selon l'une des revendications 5 à 8.
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112721923A (zh) * 2018-03-20 2021-04-30 御眼视觉技术有限公司 用于导航车辆的系统和方法
US11099579B2 (en) * 2018-05-31 2021-08-24 Nissan North America, Inc. System for determining the number of remote vehicles following a host vehicle
EP3787947A2 (fr) 2018-08-14 2021-03-10 Mobileye Vision Technologies Ltd. Systèmes et procédés de navigation avec des distances de sécurité
US11053016B1 (en) * 2019-01-28 2021-07-06 The Boeing Company Aircraft movement control system
FR3093993B1 (fr) * 2019-03-21 2021-02-26 Safran Aircraft Engines Procédé de contrôle du freinage des roues d’un avion et contrôleur de freinage de roues associé
FR3105804B1 (fr) * 2019-12-30 2021-12-03 Safran Nacelles Système de pilotage d’un moyen d’inversion de poussée d’un aéronef

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080154445A1 (en) * 2006-12-20 2008-06-26 The Boeing Company Method, system, and computer program product for performance monitored aircraft rejected takeoff braking
US20140012437A1 (en) * 2011-08-01 2014-01-09 Logan Jones Device and process for determining a runway state, aircraft including such a device and piloting assistance system using said runway state
US20140257603A1 (en) * 2013-03-06 2014-09-11 3Rd Millennium Solutions, Inc. Aircraft braking early warning system

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9213334B2 (en) * 2014-05-01 2015-12-15 Goodrich Corporation Runway traction estimation and reporting system
DE102014210025A1 (de) * 2014-05-26 2015-12-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schubumkehrkaskadenelement einer Fluggasturbine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080154445A1 (en) * 2006-12-20 2008-06-26 The Boeing Company Method, system, and computer program product for performance monitored aircraft rejected takeoff braking
US20140012437A1 (en) * 2011-08-01 2014-01-09 Logan Jones Device and process for determining a runway state, aircraft including such a device and piloting assistance system using said runway state
US20140257603A1 (en) * 2013-03-06 2014-09-11 3Rd Millennium Solutions, Inc. Aircraft braking early warning system

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