WO2017194847A1 - Pilotage automatique d'un aéronef à déconnexion différée - Google Patents

Pilotage automatique d'un aéronef à déconnexion différée Download PDF

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WO2017194847A1
WO2017194847A1 PCT/FR2017/000081 FR2017000081W WO2017194847A1 WO 2017194847 A1 WO2017194847 A1 WO 2017194847A1 FR 2017000081 W FR2017000081 W FR 2017000081W WO 2017194847 A1 WO2017194847 A1 WO 2017194847A1
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WO
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aircraft
pilot
autopilot
parameters
altitude
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PCT/FR2017/000081
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English (en)
Inventor
Robert Schegerin
Original Assignee
Robert Schegerin
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.)
Filing date
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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0061—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements for transition from automatic pilot to manual pilot and vice versa

Definitions

  • the present invention relates to a device and a method of delayed disconnection of an automatic pilot of an aircraft.
  • parameters or “flight parameters” the measured or calculated data characterizing one or more physical values important for the conduct of the aircraft, like the speed, the temperature, the static pressure, ....
  • parameter (s) of flight all the physical parameters related to the flight that they are aerodynamic as the speed such as the position of flaps for example or related to the operation of the aircraft or systems.
  • one or more parameters used by the Autopilot are greater or less than a predetermined value (for example incidence greater than 20 °) one or more parameters used by the Autopilot are impossible simultaneously (for example an angle of incidence equal to 15 ° and a speed in Mach equal to 0.85)
  • PSI PS2, ... PSn
  • the backup parameters that will be used respectively in place of PI parameters, and / or P2, .... and / or Pn from the moment T0 where one or several PI parameters, and / or P2, ... and / or Pn are considered inconsistent by the on-board computer.
  • DELTAP1, DELTAP2, DELTAPn respectively the algebraic difference existing between the parameters PI and PS1, P2 and PS2, .... Pn and PSn.
  • the autopilot is very complex. It includes automation of pipes that are composed of several interconnected entities. The autopilot itself, the engine thrust regulator, the autotrim depth compensator regulator, and the yaw damper can be distinguished. Each entity has several modes that can be engaged independently of each other or in combinations, depending on the modes used.
  • the pilot has only a few possible actions except to operate the on / off switch.
  • the piloting actions are fairly gradual in stabilized flight, because the depth compensator variations depend in flight stabilized, mainly, the mass variation, which is not very fast, and the variation of
  • a depth compensator failure disconnects the autopilot.
  • each autopilot chain works with the instruments on its side.
  • the left autopilot will work on the information provided by the probes and the left navigation radio, as well as on the right side.
  • Normal disengagement is controlled by a button on the driver's handle or steering wheel.
  • a short warning signal is issued.
  • an intervention on the flight controls disengage on certain types of aircraft, the autopilot. In this case, as well as during a voluntary disengagement, the warning signals are persistent and must be manually inhibited.
  • the autopilot is automatically disengaged also during a failure of the on-board computer, automatic depth compensator, or when the attitude information is lost. In this case, in general, a continuous alarm is triggered.
  • the landing of the wheels on the track also disengages the autopilot.
  • the main technical problem is to design a device to relieve the work of the
  • One of the technical problems that arises is to design a device that makes it possible not to completely disconnect the autopilot, despite the disconnection order given by the onboard computer due to parameters deemed inconsistent, and to operate in a mode relief, for a period of time t more or less long.
  • Another technical problem that arises when using such a device is to determine the parameters to follow and the driving laws to be used for the autopilot to continue a simplified trajectory safely.
  • the present invention aims to overcome the technical problems mentioned above.
  • the invention solves the above-mentioned technical problems by proposing an automatic piloting device for an aircraft A comprising at least one pilot P, said automatic piloting device comprising: input data E comprising
  • PV flight parameters such as, for example, speed, altitude, engine speed,
  • Flight instructions CV ordered by the pilot such as, for example, the course to follow, the altitude to reach, the engine speed to follow, - and output data S defining the actions to be performed AE on the flight controls to ensure the execution of the flight instructions CV in the respect of security
  • said automatic control device further comprising means for calculating and comparing MCO in real time, and storing differences between the parameters of the same type, originating from several measurement chains (PV parameters and PS parameters), by example, the altitude indications obtained from the static pressure measurements and the altitude indications obtained from the "GPS" measurements,
  • a normal mode MN a normal mode
  • an emergency mode MS such as
  • the normal mode MN using the calculation and automatic control means MCN, and supplying the outputs S defines the actions to be performed AE on the flight controls, ensures with great precision the execution of the flight instructions CV in the respect of security, as long as the E inputs are consistent,
  • the emergency mode MS using another means of calculation and autopilot MCS replaces the normal mode MN as soon as the entries E are no longer all coherent, this emergency mode MS operating for a period of time t defined according to the phase flight and / or proximity of the ground and / or the proximity of other aircraft, providing the actions to be performed AE for operating the flight controls, the pilot being immediately informed visually and / or auditively the implementation of this emergency mode of the autopilot, the disconnection of this emergency mode MS being carried out at the end of this time t, and at the end of time t the pilot being also
  • this MCS calculation means using only the coherent parameters taking into account the differences that existed with the values of the parameters used by the autopilot before one or more inconsistencies appear.
  • the calculating means MCN uses, in the normal mode, the parameters and the physical laws making it possible to precisely ensure the automatic control, whereas the means of MCS calculation uses simplified laws that ensure safety in a short time span t.
  • the time t is a substantially increasing function of the altitude ALT or the height UP of the aircraft relative to the ground it flies over.
  • the value of the time t is equal to about zero seconds if the height of the aircraft relative to the ground is less than 1000 feet, 10 seconds if the height or altitude of the aircraft is between 1000 and 2500 feet, equal to at 20 seconds if the height or altitude of the aircraft is between 2500 feet and 15000 feet and equal to a value between 40 and 100 seconds if the height or altitude of the aircraft is greater than 15000 feet.
  • the aircraft comprises at least three types of independent measurement chains: at least two aerodynamic chains, at least two gyroscopic chains, and at least one satellite channel, and when one or more values of one of the chains is deemed incoherent then the autopilot only takes into account the parameters from the other measurement chains.
  • the invention also describes an aircraft comprising the automatic piloting device according to any one of the preceding claims.
  • FIG. 1 represents a diagram of an algorithm of a preferred embodiment of the invention
  • FIG. 2 represents an example of a definition of the value of the time t expressed in seconds (s) as a function of the altitude ALT of the aircraft expressed in feet (ft).
  • FIG. 3 represents another example of defining the value of the time t expressed in seconds (s) as a function of the altitude ALT of the aircraft expressed in feet (ft).
  • FIG. 4 represents an example of the evolution of altitude ALT given by the GPS
  • FIG. 1 represents an aircraft A, represented here very schematically by a rectangular frame comprising at least one pilot P also represented very schematically.
  • An example of an algorithm of an example of an autopilot according to a preferred embodiment is written in frame A.
  • the pilot P communicates the flight instructions CV for example the altitude pressure or the flight level to maintain.
  • the flight E entries are transformed by the autopilot into actions to be performed AE on the flight controls to ensure the execution of the flight instructions CV in the respect of security.
  • the flight parameters are considered consistent by the on-board computer.
  • the calculation means and MV comparison routes the PV flight parameters to the normal MCN autopilot which controls the aircraft to define the outputs S to maintain the flight instructions CV for example a pressure altitude or a flight level.
  • the calculation means MCC calculates at each instant the value of the time t in function, in this example, of the flight parameters PV and possibly PS backup parameters and puts them in memory. At each moment the calculation means MCO calculates and stores the algebraic differences DELTAP1, DELTAP2, DELTAPn, existing between the flight parameters
  • the calculation and comparison means MV sends the calculation means MCA the information relating to the parameters PV in order to calculate the value of the parameters to be taken into account by the autopilot from the moment when a measurement chain was judged suddenly incoherent, in this example the value of the geographical altitude provided by the GPS corrected for the difference which existed just before the instant TO (for example 10 to 20 seconds before TO) when at least one of the PV flight parameters used by the autopilot is deemed inconsistent.
  • the pilot is informed at time TO of the backup operation by a voice synthesizer that the autopilot is operating in emergency mode from the GPS data because the altitude provided by the static pressures has been found to be inconsistent.
  • the pilot is also informed by a voice synthesizer of the value of the time t during which the autopilot will operate in emergency mode. At the moment TO + t the pilot will be warned for example by a usual audible alarm of the complete disconnection of the autopilot.
  • GPS navigation system
  • GPS Global Positioning System HIGH: height above ground
  • MCA a means of calculating and extrapolating the parameters to be taken into account by the autopilot from the moment when a measurement chain has been judged, by the on-board computer, suddenly incoherent
  • MCC calculation means determining the value of the time lapse t
  • PV flight parameters (generic term)
  • FIG. 2 is a simplified representation of a law making it possible to calculate the time t as a function of the altitude in feet of the aircraft.
  • a staircase curve has been chosen to simplify the calculations. It should be noted that other stairs and / or other values could be chosen.
  • FIG. 3 is another simplified representation of a law making it possible to calculate the time t as a function of the altitude in feet of the aircraft. We see that here a linear curve has been chosen to simplify the calculations. It should be noted that other curves could be chosen.
  • Figure 4 shows the difference DELTALT existing between a altitude value altitude (here a GPS altitude) ALTGPS with an altitude obtained from the static pressures ALTPS. From the instant TO the two values of ALTGPS and ALTPS diverge. The DELTAP difference is maintained and the autopilot pilot controls the aircraft from the altitude given by the GPS corrected for the difference that existed just before the disconnection of the normal autopilot.
  • altitude value altitude here a GPS altitude
  • an aircraft A is piloted by a pilot P.
  • This aircraft comprises a set of sensors and computers making it possible to measure or calculate numerous parameters including the following parameters:
  • the autopilot takes as input parameters the setpoint (31000 feet) which is an altitude pressure.
  • the autopilot drives the aircraft to maintain a substantially constant pressure altitude at 31000 feet as long as the flight parameters are deemed consistent by the on-board computer.
  • This altitude is obtained from the measurement of the static pressure. It should be noted that the altitude used corresponds to a pressure at sea level of 1013 millibars and not a true geographic altitude. Cruise planes are flying at low pressure.
  • the MCO calculation means performs at each instant the difference DELTA ALT between the average of the mean altitudes calculated from the pilot and co-pilot static pressures with the altitude value measured by the GPS.
  • the MCC means also calculates the value of the time t using preset laws functions of the altitude. Here the value of time t is taken equal to 60 seconds.
  • Figure 4 shows an example of the evolution of the value of the altitude obtained from the GPS and the average altitude obtained from the static pressures.
  • the flight parameters and in particular the pilot and co-pilot static pressure parameters and / or altitudes calculated from the pilot and co-pilot static pressures, are deemed consistent by the onboard computer, then the autopilot will give the necessary commands to maintain the altitude obtained from the static pressure. But as soon as an inconsistency of the altitude parameters will be detected by the on-board computer, then during the time t the autopilot will follow the altitude provided by the GPS corrected for the difference DELTA A calculated just before (for example 15 seconds before ) the occurrence of the flight parameter (s) inconsistency.
  • the altitude difference obtained from GPS data and static pressure values comes from the fact that the pressure at sea level is not constant. This difference also comes from instrumental errors. In doing so, it is likely that during the short time t, the autopilot will continue to run at a pressure altitude close to 31000 feet although the measured values of static pressures are considered inconsistent and the altitude measured by the GPS a geographical altitude.
  • the same approach can be taken from the altitude data provided by the gyro system instead of the GPS system.
  • the vertical speed is the first derivative of the altitude. This vertical speed is generally expressed by a number of feet per minute. If the autopilot has been switched on by the pilot and if the instructions entered by the pilot are to follow for example a vertical speed of 1000 feet per minute, then the autopilot takes as input parameters the setpoint of a vertical speed del 000 feet per minute which is a pressure altitude variation. The autopilot drives the aircraft to maintain a constant vertical speed of 10,000 feet per minute until the flight parameters are judged to be consistent by the on-board computer. This vertical velocity is obtained from the measurement of the static pressure.
  • the comparison means MCO for real time calculation and for storing the differences between the parameters, records, continuously or in loop, for at least a period of several minutes, the differences DELTA W existing between the vertical speed pilot and / or the co-pilot vertical velocity and / or the pilot / co-pilot vertical average velocity and the vertical velocity value measured by the GPS.
  • the calculation means MCO performs at each moment and stores in memory the difference between the average of the vertical speeds calculated from the pilot and co-pilot static pressures with the value of the vertical speed measured by the GPS.
  • the MCC means also calculates the value of the time t using preset laws-functions of the altitude-here-the value of the time t is taken. equal to 45 seconds.
  • the pilot automatic will give the necessary commands to maintain the vertical speed obtained from the static pressure.
  • the autopilot will control the vertical speed provided by the GPS corrected for the difference DELTA W calculated just before (by example 15 seconds before) the occurrence of the flight parameter (s) inconsistency.
  • the difference of vertical velocity obtained from GPS data and static pressure values comes from the fact that sea level pressure is not constant. This difference also comes from instrumental errors. In doing so, it is likely that during the short time t, the aircraft will continue to run at a vertical speed close to 1000 feet per minute although the measured values of static pressures are considered inconsistent.
  • the rate of descent or climb Similarly for the rate of descent or climb. Indeed the rate of descent or rise takes into account the vertical speed, but also the horizontal speed. If the autopilot has been triggered by the pilot and if the instructions entered by the pilot are to follow for example a descent rate of 3 °, then the autopilot takes as input parameters the setpoint of a descent rate of 3 °. If the rate of descent or climb is obtained, when all the parameters are judged coherent by the on-board computer, by the gyroscopic data of horizontal velocity and the variations of static pressure data to calculate the vertical velocity, then the calculation means MCO performs the difference between the descent rate calculated from the gyroscopic horizontal velocity data and the static pressure data variations to calculate the vertical velocity and the descent rate obtained by the GPS system.
  • the MCC means also calculates the value of the time t using preset laws functions of the altitude. Here the value of the time t is taken equal to 25 seconds.
  • the autopilot will control the descent rate obtained by the GPS corrected for the difference DELTA TD calculated just before (for example 15 seconds before) the appearance of the flight parameter (s) inconsistency.
  • Anemometer equal to Mach 0.82
  • the autopilot takes as input parameter the setpoint of an airspeed horizontal equal to Mach 0.82, mainly, adjusting at each moment the engine thrust.
  • the autopilot drives the aircraft to maintain an airspeed horizontal velocity equal to Mach 0.82 substantially constant as long as the flight parameters are deemed consistent by the onboard computer.
  • This airspeed horizontal velocity equal to Mach 0.82 is obtained mainly from the measurement of the static pressure and the total pressure of the "pitot" probes.
  • the calculation means MCO performs at each instant the difference DELTA VH existing between the average of the horizontal speeds
  • the MCC means also calculates the value of the time t using preset laws functions of the altitude. Here the value of the time t is taken equal to 25 seconds. As long as the flight parameters and in particular the static pressure parameters and / or pilot and co-pilot total pressure are considered coherent by the on-board computer, then the autopilot will give the necessary commands to maintain the horizontal speed obtained from the static and total pressures.
  • the autopilot pDot the speed provided by the GPS corrected for the difference DELTA VH calculated just before (for example 15 seconds before) the occurrence of the flight parameter (s) inconsistency.
  • the speed difference obtained from the GPS data and the static and total pressure values comes from the fact that the aircraft moves in the air which itself can be in motion. This difference also comes from instrumental errors. In doing so, it is likely that during the short time t, the aircraft will continue its run at a horizontal airspeed equal to Mach 0.82 although the measured values of static pressures and / or total pressures are considered inconsistent.
  • the autopilot takes as input parameter the setpoint of a magnetic heading of 220 ° .
  • the autopilot drives the aircraft to maintain a substantially constant 220 ° magnetic heading as long as the flight parameters are judged to be consistent by the on-board computer.
  • This magnetic heading of 220 ° is obtained mainly from a compass stabilized by a gyroscopic system.
  • the MCO calculation means performs at each instant the difference DELTA CAP existing between the average of the magnetic caps calculated from the pilot and co-pilot magnetic caps and the magnetic magnetic heading measured by the GPS.
  • the MCC means also calculates the value of the time t using preset laws functions of the altitude. Here the value of the time t is taken equal to 25 seconds.
  • the autopilot will give the necessary orders to maintain the heading obtained from the pilot and / or co-pilot magnetic caps. But as soon as an inconsistency of the pilot and co-pilot magnetic heading parameters for example will be detected by the on-board computer, then during the time t the autopilot will pilot the course provided by the GPS corrected for the difference DELTA CAP calculated just before (by example 15 seconds before) the occurrence of the flight parameter (s) inconsistency. Indeed the difference of course obtained from the GPS data and the magnetic values, comes from the fact that there exists a difference varying according to the geographical position and the time called declination. This difference also comes from instrumental errors.
  • the aircraft will continue its course along the magnetic heading chosen by the pilot although the measured values of magnetic caps are deemed inconsistent.
  • it is possible to improve the accuracy by integrating the value of the drift (which is the value of the lateral horizontal speed of the aircraft) measured by the GPS, especially to the extent that the aircraft performs a turn and change course.
  • the same approach can be taken from the altitude data provided by the gyro system instead of the GPS system.
  • the means MCO calculates in real time and records, continuously or in a loop, for at least a period of several minutes, the differences existing between the pilot and / or co-pilot incidence and / or the average of the pilot / co-pilot impacts, and the value of the geographical timing obtained by the gyro system.
  • the MCO calculation means performs at each instant the difference DELTAINC existing between the average of the incidences obtained from the pilot and co-pilot incidence probes and the geographic calibration measured by the gyroscopic system.
  • the MCC means also calculates the value of the time t using preset laws functions of the altitude. Here the value of the time t is taken equal to 25 seconds.
  • the autopilot will use the impact values provided by the incidence probes. But as soon as an inconsistency of the pilot and co-pilot incidence parameters for example will be detected by the on-board computer, then during the time t the autopilot will use the correction data corrected for the difference DELTA INC computed just before (for example 15 seconds before) the occurrence of the flight parameter (s) inconsistency. Indeed, the difference between the wedging and the incidence varies according to the mass and more strongly according to the configuration (nozzles / shutters). This difference also comes from instrumental errors. By acting in this way, it is likely that during the short time t, the aircraft will continue its course safely, the autopilot taking into account an incidence value close to reality even in the event of a probe failure. impact.
  • the time t it is possible to improve the safety of the system by calculating the time t not only according to the altitude, but also taking into account the speed and / or the value of the incidence. Indeed, if the aircraft is close to the stall (value of the high incidence, for example 15 °), then the time t will be reduced significantly, to be taken for example to 5 seconds.
  • the previously defined system can be easily complicated to improve accuracy and / or reliability. For example, it is possible to consider not a difference for a given time, but an average of the difference values or extrapolate the difference between two parameters 3 ⁇ 4 mê ⁇ m ⁇ ⁇ two parameters naturrces being-qualitysjpar two chains ⁇ various measures .
  • the same logic can be applied to other control commands such as VOR trajectory tracking or climb or descent profile, or even for final landing phases ("FLARE”), or even go-around procedures .
  • the autopilot device previously defined object of the present invention therefore has several advantages that can be easily implemented and easily used. Benefits include improved safety using simple and proven methods, low weight, high reliability and long life, safe operation and low cost.

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Abstract

Dispositif de pilotage automatique d'un aéronef comprenant au moins un pilote, ledit dispositif de pilotage automatique comprenant des entrées E comprenant des paramètres de vol PV par exemple la vitesse, l'altitude, le régime moteur, des consignes de vol CV ordonnées par le pilote par exemple le cap à suivre, l'altitude à atteindre, le régime moteur à suivre, des sorties S définissant les actions à effectuer AE sur les commandes de vol pour assurer l'exécution des consignes de pilotage dans le respect de la sécurité, un moyen de vérification MV de la cohérence des entrées E, un moyen de calcul MC permettant de définir en temps réel, la valeur des sorties S en fonction des entrées E, ce dit pilotage automatique comporte deux modes, un mode dit normal et un mode dit transitoire, tels que le mode normal fournit les sorties S comprenant les actions à effectuer AE sur les commandes de vol pour assurer l'exécution des consignes de pilotage et du respect de la sécurité, tant que les entrées E sont cohérentes, le mode secours, remplace le mode normal dès que les entrées ne sont plus toutes cohérentes, et fonctionne pendant un laps de temps t défini en fonction de la phase de vol et de la proximité du sol et/ou d'autres aéronefs.

Description

Pilotage automatique d'un aéronef à déconnexion différée.
La présente invention concerne un dispositif et un procédé de déconnexion différée d'un pilotage automatique d'un aéronef.
Elle concerne particulièrement un pilote automatique comprenant une déconnexion non immédiate et continuant le pilotage sur une base secours en attendant les réactions appropriées des pilotes lorsque des incohérences de paramètres vitaux de pilotage apparaissent. Elle concerne particulièrement les lois de pilotages et les algorithmes liés à la sécurité des aéronefs.
Aujourd'hui les aéronefs militaires et de transport de passagers sont dotés d'un pilotage automatique.
Lorsque un ou plusieurs paramètres vitaux de l'aéronef sont jugés incohérents par le calculateur de bord, alors le pilote automatique qui avait été enclenché par le pilote disjoncte soudainement, et il incombe au pilote d'effectuer immédiatement les actions permettant d'assurer la sécurité de l'avion. Aujourd'hui le pilote n'est pas prévenu clairement de l'imminence de la déconnexion du pilote automatique. Souvent des réactions en chaîne et de nombreuses alarmes retentissent et rendent la compréhension de la situation difficile à gérer par le pilote aux commandes. Π arrive même, que le pilote surpris, fasse le contraire de ce qu'il aurait fallu faire. Par exemple les cas sont nombreux où les pilotes tirent instinctivement sur le manche alors que leur aéronef est proche du décrochage et aggravent ainsi la situation qui peut devenir catastrophique. Le rapport final du Bureau d'Enquêtes et d'Accidents (BEA) de l'accident AF447 du 1er juin 2009 montre clairement que le copilote n'a pas réagi correctement en tirant instinctivement sur le manche lorsque le pilote automatique s'est soudainement déconnecté. Nous désignerons dans le texte qui suit par « pilote automatique » un ensemble d'automatismes permettant d'agir sur les commandes de vol afin de piloter l'aéronef, comme par exemple l'attitude, la puissance délivrée par chaque moteur, les suivis de caps, d'altitude, de trajectoire et même les approches et les atterrissages.
Nous appellerons calculateur de bord l'ensemble des calculateurs embarqués gérant la conduite et la sécurité de l'aéronef.
Nous appellerons par la suite « paramètres » ou « paramètres de vol » les données mesurées ou calculées caractérisant une ou plusieurs valeurs physiques importantes pour la conduite de l'aéronef, comme la vitesse, la température, la pression statique, .... Nous engloberons également dans le terme « paramètre(s) de vol » l'ensemble des paramètres physiques liés au vol qu'ils soient aérodynamiques comme la vitesse anémométriques par exemple ou liés à la configuration aéronef comme la position des volets par exemple ou qu'ils soient liés au fonctionnement de l'aéronef ou des systèmes.
Nous engloberons pour définir les termes « paramètre(s) incohérent(s) » le(s) cas où deux paramètres de même nature dans deux chaînes de mesure différentes ont une valeur différente et l'écart entre les deux valeurs est supérieur (en valeur absolue ou en pourcentage) à une valeur prédéterminée, (par exemple deux valeurs de Mach indiquées droite et gauche différentes d'une valeur supérieure à 1 %)
un ou plusieurs paramètres utilisés par le Pilote automatique sont supérieurs ou inférieurs à une valeur prédéterminée (par exemple incidence supérieure à 20°) un ou plusieurs paramètres utilisés par le Pilote automatique soient impossibles simultanément (par exemple un angle d'incidence égal à 15° et une vitesse en Mach égale à 0,85)
et de façon plus générale toute valeur d'un ou de plusieurs paramètres utilisés par le pilote automatique qui puisse engendrer une déconnexion automatique du pilote automatique.
Nous appellerons par la suite PI, P2, ...Pn, les paramètres utilisés par le pilote automatique qui conduisent à la déconnection du pilote automatique, au moment T0, quand un ou plusieurs de ces dits paramètres sont jugés incohérents par le calculateur de bord. Il est rappelé que le pilote automatique utilise de nombreux autres paramètres qui n'entraînent pas nécessairement une déconnection du pilote automatique quand ils sont erronés.
Nous appellerons par la suite PSI, PS2, ...PSn, les paramètres secours qui seront utilisés respectivement en lieu et place des paramètres PI , et/ou P2, .... et/ou Pn à partir du moment T0 où un ou plusieurs paramètres PI, et/ou P2, ...et/ou Pn sont jugés incohérents par le calculateur de bord.
Nous appellerons DELTAP1, DELTAP2, DELTAPn, respectivement la différence algébrique existant entre les paramètres PI et PSl, P2 et PS2, .... Pn et PSn. Sur les avions de ligne modernes le pilote automatique est très complexe. Il comprend les automatismes de conduites qui sont composés de plusieurs entités interconnectées. On peut distinguer prmcipalement le pilote automatique proprement dit le régulateur de poussées moteurs, le régulateur de compensateur de profondeur, appelé en langue anglaise « autotrim », et l'amortisseur de lacet. Chaque entité dispose de plusieurs modes qui peuvent être engagés indépendamment les uns des autres ou en combinaisons, suivant les modes utilisés.
Sur certaines entités comme l'amortisseur de lacet, le pilote n'a que peu d'actions possibles si ce n'est d'actionner le commutateur marche/arrêt. Pour le régulateur de compensateur de profondeur, les actions de pilotages sont assez progressives en vol stabilisé, car les variations de compensateur de profondeur dépendent en vol stabilisé, principalement, de la variation de masse, qui n'est pas très rapide, et de la variation de
configuration. Une panne de compensateur de profondeur déconnecte le pilote automatique.
Chaque constructeur utilise une terminologie qui lui est propre, mais les fonctions des différents systèmes sont pratiquement identiques à quelques nuances près.
Aujourd'hui les avions de ligne modernes sont équipés de deux chaînes de pilotage automatique assez indépendantes.
Afin d'améliorer la sécurité et une certaine redondance en cas de panne, chaque chaine de pilotage automatique travaille avec les instruments qui se trouvent de son côté. Le pilote automatique gauche travaillera sur les informations fournies par les sondes et la radio navigation gauche, de même pour le côté droit. Le désengagement normal est commandé par un bouton sur le manche ou le volant du pilote. Un signal d'alerte bref est émis. Egalement, une intervention sur les commandes de vol, désengage sur certains types d'aéronefs, le pilote automatique. Dans ce cas, ainsi que lors d'un désengagement volontaire, les signaux d'alertes sont persistants et doivent être inhibés manuellement.
Le pilote automatique est désengagé automatiquement également lors d'une panne du calculateur de bord, de compensateur de profondeur automatique, ou lorsque les informations d'attitudes sont perdues. Dans ce cas, en général, une alarme continue se déclenche.
Le posé des roues sur la piste désengage également le pilote automatique. Le problème technique principal est de concevoir un dispositif permettant de soulager le travail du
^pilote et de diminuer le stress induit par la soudaineté d'une apparition d une_simationjde_crise_ créée par la déconnexion soudaine du pilote automatique.
Un des problèmes techniques qui se pose est de concevoir un dispositif qui permette de ne pas déconnecter complètement le pilote automatique, malgré l'ordre de déconnexion donné par le calculateur de bord dû à des paramètres jugés incohérents, et de le faire fonctionner sur un mode secours, pendant un laps de temps t plus ou moins long. Un autre problème technique qui se pose lors de l'utilisation d'un tel dispositif est de déterminer les paramètres à suivre et les lois de pilotage à utiliser pour que le pilote automatique continue une trajectoire simplifiée en toute sécurité.
Un autre problème technique qui se pose lors de l'utilisation d'un tel dispositif est la détermination optimale de ce laps de temps t permettant au pilote de comprendre ce qui lui arrive, sans réduire la sécurité. Le pilote aura ainsi le temps nécessaire pour comprendre la situation, mieux comprendre l'origine de la panne et conduire les actions nécessaires à la sécurité avec moins de stress.
Un autre problème technique qui se pose lors de l'utilisation d'un tel dispositif est la manière de communiquer au pilote l'origine du problème pour que celui-ci accepte ce qui lui est indiqué afin qu'il suive les solutions et les conseils proposés.
La présente invention vise à pallier aux problèmes techniques énoncés précédemment.
L'invention parvient à résoudre les problèmes techniques énoncés précédemment en proposant un dispositif de pilotage automatique d'un aéronef A comprenant au moins un pilote P, ledit dispositif de pilotage automatique comprenant - des données d'entrées E comprenant
- des paramètres de vol PV, comme par exemple, la vitesse, l'altitude, le régime moteur,
- des consignes de vol CV ordonnées par le pilote comme, par exemple, le cap à suivre, l'altitude à atteindre, le régime moteur à suivre, - et des données de sorties S définissant les actions à effectuer AE sur les commandes de vol pour assurer l'exécution des consignes de vol CV dans le respect de la sécurité,
- et au moins un calculateur de bord de calcul normal MCN et de pilotage automatique calculant à chaque instant les sorties S en fonction des entrées E,
- et un moyen de calcul et de comparaison MV déterminant la cohérence ou la non cohérence des données d'entrée E,
- et au moins un moyen satellitaire de connaissance, à chaque instant, de la position dans l'espace et éventuellement de l'attitude de l'aéronef ainsi que de la vitesse horizontale et verticale de l'aéronef par rapport à un référentiel terrestre tel qu'un « GPS »,
- et au moins un système gyiroscopique permettant de connaître à chaque instant la position dans l'espace, l'attitude de l'aéronef ainsi que de la vitesse horizontale et verticale de l'aéronef par rapport à un référentiel terrestre. ce dit dispositif de pilotage automatique comprenant en outre un moyen de calcul et de comparaison MCO en temps réel, et de mise en mémoire des différences entre les paramètres de même type, issus de plusieurs chaînes de mesure (paramètres PV et paramètres PS), par exemple les indications d'altitude obtenues à partir des mesures de pressions statiques et les indications d'altitude obtenues à partir des mesures « GPS »,
un moyen de calcul et d'extrapolation MCA des paramètres à prendre en compte par le pilote automatique à partir du moment où une chaîne de mesure a été jugée, par le calculateur de bord, soudainement incohérente, en prenant en compte les valeurs d'une ou plusieurs autres chaînes de mesure et en conservant sensiblement la différence qui existait juste avant l'apparition d'une incohérence d'un ou plusieurs paramètres,
un moyen de calcul MCC du temps t définissant la durée du mode de pilotage automatique en mode secours et utilisant les données PV et éventuellement PS,
deux modes de fonctionnement du pilote automatique, un mode normal MN et un mode secours MS, tels que
- le mode normal MN, utilisant le moyen de calcul et de pilotage automatique MCN, et fournissant les sorties S définit les actions à effectuer AE sur les commandes de vol, assure avec grande précision l'exécution des consignes de vol CV dans le respect de la sécurité, tant que les entrées E sont cohérentes,
- le mode secours MS, utilisant un autre moyen de calcul et de pilotage automatique MCS remplace le mode normal MN dès que les entrées E ne sont plus toutes cohérentes, ce mode secours MS fonctionnant pendant un laps de temps t défini en fonction de la phase de vol etfou de la proximité du sol et/ou de la proximité d'autres aéronefs, fournissant les actions à effectuer AE permettant d'actionner les commandes de vol, le pilote étant immédiatement informé visuellement et/ou auditivement de la mise en œuvre de ce mode secours du pilote automatique, la déconnection de ce mode secours MS étant effectuée à la fin de ce temps t, et au bout du temps t le pilote étant également
immédiatement informé par voie visuelle et/ou auditive de la déconnection complète du
Figure imgf000007_0001
des sorties S pendant ce laps de temps t, ce moyen de calcul MCS n'utilisant que les paramètres cohérents en tenant compte des différences qui existaient avec les valeurs des paramètres utilisés par le pilote automatique avant qu'une ou plusieurs incohérences apparaissent.
Avantageusement le moyen de calcul MCN utilise dans le mode normal les paramètres et les lois physiques permettant d'assurer avec précision le pilotage automatique, alors que le moyen de calcul MCS utilise des lois simplifiées qui permettent d'assurer la sécurité dans un laps de temps court t.
Avantageusement, le temps t est une fonction sensiblement croissante de l'altitude ALT ou de la hauteur HAUT de l'aéronef par rapport au sol qu'il survole. Avantageusement, la valeur du temps t est égale à environ zéro seconde si la hauteur de l'aéronef par rapport au terrain est inférieure à 1000 pieds, 10 secondes si la hauteur ou Faltitude de l'aéronef est comprise entre 1000 et 2500 pieds, égale à 20 secondes si la hauteur ou l'altitude de l'aéronef est comprise entre 2500 pieds et 15000 pieds et égale à une valeur comprise entre 40 et 100 secondes si la hauteur ou l'altitude de l'aéronef est supérieure à 15000 pieds. Avantageusement, l'aéronef comprend au moins trois types de chaînes de mesures indépendantes : au moins deux chaînes aérodynamiques, au moins deux chaînes gyroscopiques, et au moins une chaîne satellitaire, et lorsqu'une ou plusieurs valeurs d'une des chaînes est jugée incohérente alors le pilotage automatique ne prend en compte que les paramètres issus des autres chaînes de mesure.
L'invention décrit également un aéronef comprenant le dispositif de pilotage automatique selon l'une quelconque des revendications précédentes.
D'autre caractéristiques et avantages de l'invention, prises seules ou en combinâison, 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 représente un schéma d'un algorithme d'un exemple de réalisation préférée selon l'invention
La figure 2 représente un exemple de définition de la valeur du temps t exprimé en secondes (s) en fonction de l'altitude ALT de l'aéronef exprimée en pieds (ft).
La figure 3 représente un autre exemple de définition de la valeur du temps t exprimé en secondes (s) en fonction de l'altitude ALT de l'aéronef exprimée en pieds (ft).
- La figure 4 représente un exemple d'évolution de l'altitude ALT donnée par le GPS
(ALTGPS) et l'altitude donnée à partir des pressions statiques (ALTPS).
La figure 1 représente un aéronef A, représenté ici très schématiquement par un cadre rectangulaire comprenant au moins un pilote P représenté également de façon très schématique. Un exemple d'algorithme d'un exemple de pilote automatique selon un mode de réalisation préféré de réalisation est inscrit dans le cadre A. Le pilote P communique les consignes de vol CV par exemple l'altitude pression pu le niveau de vol à maintenir. Les entrées E relatives au vol sont transformées par le pilote automatique en actions à effectuer AE sur les commandes de vol pour assurer l'exécution des consignes de vol CV dans le respect de la sécurité. En mode normal, les paramètres de vols sont jugés cohérents par le calculateur de bord. Dans ce cas le moyen de calcul et de comparaison MV achemine les paramètres de vol PV vers le pilote automatique normal MCN qui pilote l'aéronef pour définir les sorties S permettant de maintenir les consignes de vol CV par exemple une altitude pression ou un niveau de vol. D'autres instruments, comme le « GPS » ou les gyroscopes fournissent des paramètres supplémentaires qui constituent une base de données de paramètres secours PS. Le moyen de calcul MCC calcule à chaque instant la valeur du temps t en fonction, dans cet exemple, des paramètres de vol PV et éventuellement des paramètres secours PS et les met en mémoire. A chaque instant le moyen de calcul MCO calcule et met en mémoire les différences algébriques DELTAP1, DELTAP2, DELTAPn, existant entre les paramètres de vol
PI et PSl, P2 etPS2, .... Pn etPSn. À partir de l'instant TO où un ou plusieurs paramètres de vol PV ont été jugés incohérents par le calculateur de bord, alors le moyen de calcul et de comparaison MV envoie au moyen de calcul MCA les informations relatives aux paramètres PV afin de calculer la valeur des paramètres à prendre en compte par le pilote automatique à partir du moment où une chaîne de mesure a été jugée soudainement incohérente, dans cet exemple la valeur de l'altitude géographique fournie par le GPS corrigée de la différence qui existait juste avant l'instant TO (par exemple 10 à 20 secondes avant TO) instant où au moins un des paramètres de vol PV utilisés par le pilote automatique ne soient jugés incohérents.
Le pilote est informé au temps TO du fonctionnement secours par un synthétiseur de voix que le pilote automatique fonctionne en mode secours à partir des données GPS parce que l'altitude fournie par les pressions statiques a été jugée incohérente. Le pilote est également informé par un synthétiseur de voix, de la valeur du temps t pendant lequel le pilote automatique fonctionnera en mode secours. Au Moment TO+t le pilote sera averti par exemple par une alarme sonore habituelle de la déconnection complète du pilote automatique.
Afin de simplifier la lecture de la description et la compréhension des dessins annexés, ci-après est présentée une liste des principaux symboles utilisés dans la figure 1, classés par ordre
alphabétique :
A : aéronef
AE-:-aetions à-effectuer-AE sur lesxommandes_de__vol
ALT : altitude par rapport au niveau de la mer
- ALTGPS : altitude donnée par le GPS
ALTPS : altitude obtenue à partir des pressions statiques
CV : consignes de vol
DELTAPn : différence algébrique existant entre les paramètres Pn et PSn
E : données d'entrée
GPS : système de navigation "GPS , Global Positionning System HAUT : hauteur par rapport au sol
- INFPILOT : informations pilote
MCA : un moyen de calcul et d'extrapolation des paramètres à prendre en compte par le pilote automatique à partir du moment où une chaîne de mesure a été jugée, par le calculateur de bord, soudainement incohérente
MCC : moyen de calcul déterminant la valeur du laps de temps t
MCN : pilote automatique normal
MCO : moyen de calcul détermina et mettant en mémoire les différences algébriques
DELTAP 1 , DELTAP2, DELTAPn
- MN : mode normal
MS : mode secours
M V : moyen de calcul et de comparaison acheminant les paramètres de vol PV
P : pilote
Pn : paramètres de vol (définissant chaque paramètre de vol)
- PS : base de données de paramètres secours PS
PV : paramètres de vol (terme générique)
S : données de sortie S permettant de maintenir les consignes de vol CV
T0 : instant où un ou plusieurs paramètres de vol ont été jugés incohérents par le calculateur de bord. La figure 2 est une représentation simplifiée d'une loi permettant de calculer le temps t en fonction de l'altitude en pieds de l'aéronef. On voit qu'ici une courbe en escaliers a été choisie pour simplifier les calculs. Il est à remarquer que d'autres escaliers et/ou d'autres valeurs pourraient être choisies.
La figure 3 est une autre représentation simplifiée d'une loi permettant de calculer le temps t en fonction de l'altitude en pieds de l'aéronef. On voit qu'ici une courbe linéaire a été choisie pour simplifier les calculs. II est à remarquer que d'autres courbes pourraient être choisies.
La figure 4 présente la différence DELTALT existant entre une valeur d'altitude secours (ici une altitude GPS) ALTGPS avec une altitude obtenue à partir des pressions statiques ALTPS. À partir de l'instant TO les deux valeurs de ALTGPS et ALTPS divergent. La différence DELTAP est conservée et le pilote automatique secours pilote l'avion à partir de l'altitude donnée par le GPS corrigée de la différence qui existait juste avant la déconnection du pilote automatique normal.
Des modes de réalisations non limitatifs sont décrits en détail ci-après. Pour ne pas alourdir l'exposé, nous choisirons des exemples très simples correspondant à la figure 1. Le lecteur, homme de l'art, pourra facilement imaginer d'autres exemples de réalisation conformément aux revendications présentées ci-après.
Dans un premier mode de réalisation préféré suivant F invention, un aéronef A est piloté par un pilote P. Cet aéronef comprend un ensemble de capteurs et de calculateurs permettant de mesurer ou de calculer de nombreux paramètres dont les paramètres suivants :
Vitesse anémométrique pilote
Vitesse anémométrique copilote
Altitude pilote
- Altitude copilote
Vitesse verticale pilote
Vitesse verticale copilote
Incidence anémométrique pilote
Incidence anémométrique copilote
- Coordonnées géographiques et vitesses horizontales et verticales GPS
Coordonnées géographiques et vitesses horizontales et verticales gyroscopiques
Si le pilote automatique a été enclenché par le pilote et si les consignes entrées par le pilote sont de suivre par exemple l'altitude de 31000 pieds, alors le pilote automatique prend comme paramètres d'entrée la consigne (31000 pieds) qui est une altitude pression. Le pilote automatique conduit l'avion pour maintenir une altitude pression sensiblement constante à 31000 pieds tant que les paramètres de vol sont jugés cohérents par le calculateur de bord. Cette altitude est obtenue à partir de la mesure de la pression statique. Il est à remarquer que l'altitude utilisée correspondant à une pression au niveau de la mer de 1013 millibars et non pas une altitude géographique vraie. Les avions en croisière volent donc à iso pression. Le moyen de comparaison MCO en temps réel et de mise en mémoire des différences algébriques entre les paramètres, enregistre, en continu ou en boucle, au moins pendant une durée de plusieurs minutes, les différences existant entre l'altitude pilote et/ou l'altitude copilote et/ou la moyenne des altitudes pilote/copilote et la valeur d'altitude mesurée par le GPS. Dans cet exemple le moyen de calcul MCO effectue à chaque instant la différence DELTA ALT entre la moyenne des altitudes moyennes calculées à partir des pressions statiques pilote et co-pilote avec la valeur d'altitude mesurée par le GPS. Le moyen MCC calcule également la valeur du temps t en utilisant des lois préétablies fonctions de l'altitude. Ici la valeur du temps t est prise égale à 60 secondes. La figure 4 présente un exemple d'évolution de la valeur de l'altitude obtenue à partir du GPS et de l'altitude moyenne obtenue à partir des pressions statiques. Tant que les paramètres de vol et notamment les paramètres de pressions statiques pilotes et copilotes et/ou altitudes calculées à partir des pressions statiques pilote et copilote, sont jugés cohérents par calculateur de bord, alors le pilote automatique donnera les ordres nécessaires pour maintenir l'altitude obtenue à partir de la pression statique. Mais dès qu'une incohérence des paramètres d'altitude sera détectée par le calculateur de bord, alors pendant le temps t le pilote automatique suivra l'altitude fournie par le GPS corrigée de la différence DELTA A calculée juste avant (par exemple 15 secondes avant) l'apparition de l'incohérence de paramètre(s) de vol. En effet la différence d'altitude obtenue à partir des données GPS et des valeurs de pressions statiques, provient du fait que la pression au niveau de la mer n'est pas constante. Cette différence provient également des erreurs instrumentales. En agissant de la sorte, il est probable que pendant le temps t court, le pilote automatique continuera sa course à une altitude pression proche de 31000 pieds bien que les valeurs mesurées de pressions statiques soient jugées incohérentes et que l'altitude mesurée par le GPS soit une altitude géographique.
La même démarche peut être entreprise à partir des données d'altitude fournies par le système gyroscopique au lieu du système GPS.
De même pour la vitesse verticale. En effet, la vitesse verticale est la dérivée première de l'altitude. Cette vitesse verticale s'exprime en général par un nombre de pieds par minutes. Si le pilote automatique a été enclenché par le pilote et si les consignes entrées par le pilote sont de suivre par exemple une vitesse verticale de 1000 pieds par minute, alors le pilote automatique prend comme paramètres d'entrée la consigne d'une vitesse verticale del 000 pieds par minute qui est une variation d'altitude pression. Le pilote automatique conduit l'avion pour maintenir une vitesse verticale delOOO pieds par minute sensiblement constante tant que les paramètres de vol sont jugés cohérents par le calculateur de bord. Cette vitesse verticale est obtenue à partir de la mesure de la pression statique. Le moyen de comparaison MCO de calcul en temps réel et de mise en mémoire des différences entre les paramètres, enregistre, en continu ou en boucle, au moins pendant une durée de plusieurs minutes, les différences DELTA W existant entre la vitesse verticale pilote et/ou la vitesse verticale copilote et/ou la moyenne des vitesses verticales pilote/copilote et la valeur de la vitesse verticale mesurée par le GPS. Dans cet exemple le moyen de calcul MCO effectue à chaque instant et met en mémoire, la différence entre la moyenne des vitesses verticales calculées à partir des pressions statiques pilote et co-pilote avec la valeur de la vitesse verticale mesurée par le GPS. Le moyen MCC calcule également la valeur du temps t en utilisant des lois préétablies-fonctions de-l-altitude-Ici-Ia-valeur du temps t_est_prise. égale à 45 secondes. Tant que _ les paramètres de vol et notamment les paramètres de pressions statiques et/ou les vitesses verticales pilotes et copilotes et/ou altitudes calculées à partir des pressions statiques pilote et copilote, sont jugés cohérents par l'calculateur de bord, alors le pilote automatique donnera les ordres nécessaires pour maintenir la vitesse verticale obtenue à partir de la pression statique. Mais dès qu'une incohérence des paramètres de pression statique ou de vitesse verticale sera détectée par le calculateur de bord, alors pendant le temps t le pilote automatique pilotera la vitesse verticale fournie par le GPS corrigée de la différence DELTA W calculée juste avant (par exemple 15 secondes avant) l'apparition de l'incohérence de paramètre(s) de vol. En effet la différence de vitesse verticale obtenue à partir des données GPS et des valeurs de pressions statiques, provient du fait que la pression au niveau de la mer n'est pas constante. Cette différence provient également des erreurs instrumentales. En agissant de la sorte, il est probable que pendant le temps t court, l'aéronef continuera sa course selon une vitesse verticale proche de 1000 pieds par minute bien que les valeurs mesurées de pressions statiques soient jugées incohérentes.
La même démarche peut être entreprise à partir des données de vitesses verticales fournies par le système gyroscopique au lieu du système GPS.
De même pour le taux de descente ou de montée. En effet le taux de descente ou de montée tient compte de la vitesse verticale, mais également de la vitesse horizontale. Si le pilote automatique a été enclenché par le pilote et si les consignes entrées par le pilote sont de suivre par exemple un taux de descente de 3°, alors le pilote automatique prend comme paramètres d'entrée la consigne d'un taux de descente de 3°. Si le taux de descente ou de montée est obtenu, lorsque tous les paramètres sont jugés cohérents par le calculateur de bord, par les données gyroscopiques de vitesse horizontale et les variations de données de pression statiques pour calculer la vitesse verticale, alors le moyen de calcul MCO effectue à chaque instant la différence entre le taux descente calculé à partir des données gyroscopiques de vitesse horizontale et les variations de données de pression statiques pour calculer la vitesse verticale, et le taux de descente obtenu par le système GPS. Tant que les paramètres de vol et notamment les paramètres de pressions statiques et/ou les vitesses verticales pilote et copilote et ou altitudes calculées à partir des pressions statiques pilote et copilote ainsi que les données gyroscopiques, sont jugées cohérentes par le calculateur de bord, alors le pilote automatique donnera les ordres nécessaires pour maintenir le taux de descente obtenu à partir des pressions statiques et des vitesses horizontales gyroscopiques. Le moyen MCC calcule également la valeur du temps t en utilisant des lois préétablies fonctions de l'altitude. Ici la valeur du temps t est prise égale à 25 secondes. Mais dès qu'une incohérence des paramètres de pression statique ou de vitesse verticale ou de vitesse horizontale sera détectée par le calculateur de bord, alors pendant le temps t le pilote automatique pilotera le taux de descente obtenu par le GPS corrigé de la différence DELTA TD calculée juste avant (par exemple 15 secondes avant) l'apparition de l'incohérence de paramètre(s) de vol. En effet la différence entre le tâux"de descenteObtenu à partir des données GPS et-des-valeurs de pressions statiques_et vitesses , horizontales gyroscopiques provient du fait que la pression au niveau de la mer n'est pas constante et que la masse d'air entourant l'aéronef se déplace en général. Cette différence provient également des erreurs instrumentales. En agissant de la sorte, il est probable que pendant le temps t court, l'aéronef continuera sa course selon un taux de descente de 3° bien que les valeurs mesurées de pressions statiques et/ou de données gyroscopiques soient jugées incohérentes. De même pour la vitesse anémométrique. Cette vitesse horizontale par rapport à l'air extérieur, s'exprime en général en nœuds (à basse altitude inférieure à 15000 pieds)ou en nombre de Mach à haute altitude supérieure à 15000 pieds). Si le pilote automatique a été enclenché par le pilote et si les consignes entrées par le pilote sont de suivre par exemple une vitesse horizontale
anémométrique égale à Mach 0.82, alors le pilote automatique prend comme paramètre d'entrée la consigne d'une vitesse horizontale anémométrique égale à Mach 0,82 , principalement, en ajustant à chaque instant la poussée moteurs. Le pilote automatique conduit l'avion pour maintenir une vitesse horizontale anémométrique égale à Mach 0,82 sensiblement constante tant que les paramètres de vol sont jugés cohérents par le calculateur de bord. Cette vitesse horizontale anémométrique égale à Mach 0,82 est obtenue principalement à partir de la mesure de la pression statique et de la pression total des sondes « Pitot ». Comme précédemment, le moyen de comparaison MCO en temps réel et de mise en mémoire des différences entre les paramètres, enregistre, en continu ou en boucle, au moins pendant une durée de plusieurs minutes, les différences existant entre la vitesse horizontale anémométrique pilote et/ou la vitesse horizontale anémométrique copilote et/ou la moyenne des vitesses horizontales anémométriques pilote/copilote, et la valeur des vitesses horizontales géographiques mesurées par le GPS. Dans un exemple de réalisation préférée, le moyen de calcul MCO effectue à chaque instant la différence DELTA VH existant entre la moyenne des vitesses horizontales
anémométriques calculées à partir des pressions statiques pilote et co-pilote et des pressions totales pilote et co-pilote, avec la valeur de la vitesse horizontale géographique mesurée par le GPS. Le moyen MCC calcule également la valeur du temps t en utilisant des lois préétablies fonctions de l'altitude. Ici la valeur du temps t est prise égale à 25 secondes. Tant que les paramètres de vol et notamment les paramètres de pressions statiques et/ou de pression totales pilotes et co-pilotes sont jugés cohérents par le calculateur de bord, alors le pilote automatique donnera les ordres nécessaires pour maintenir la vitesse horizontale obtenue à partir des pressions statiques et totales. Mais dès qu'une incohérence des paramètres de pression statique ou de pression totale ou de vitesses anémométriques entre la vitesse pilote et copilote par exemple sera détectée par le calculateur de bord, alors pendant le temps t le pilote automatique pDotera la vitesse fournie par le GPS corrigée de la différence DELTA VH calculée juste avant (par exemple 15 secondes avant) l'apparition de l'incohérence de paramètre(s) de vol. En effet la différence de vitesse obtenue à partir des données GPS et des valeurs de pressions statiques et totales, provient du fait que l'aéronef se déplace dans l'air qui lui-même peut être en mouvement. Cette différence provient également des erreurs instrumentales. En agissant de la sorte, il est probable que pendant le temps t court, l'aéronef continuera sa course selon une vitesse horizontale anémométrique égale à Mach 0.82 bien que les valeurs mesurées de pressions statiques et ou de pression totales soient jugées incohérentes. Il est à remarquer qu'il est possible d'améliorer la précision en intégrant la valeur de la dérive (qui est la valeur de la vitesse horizontale latérale de l'aéronef) mesurée par le GPS, surtout dans la mesure où l'aéronef effectue un virage et change de cap. De même pour le suivi d'un cap géographique. Si le pilote automatique a été enclenché par le pilote et si les consignes entrées par le pilote sont de suivre par exemple un cap magnétique de 220°, alors le pilote automatique prend comme paramètre d'entrée la consigne d'un cap magnétique de 220°. Le pilote automatique conduit l'avion pour maintenir un cap magnétique de 220° sensiblement constant tant que les paramètres de vol sont jugés cohérents par le calculateur de bord. Ce cap magnétique de 220° est obtenu principalement à partir d'une boussole stabilisée par un système gyroscopique. Le moyen de comparaison MCO en temps réel et de mise en mémoire des différences entre les paramètres enregistre, en continu ou en boucle, au moins pendant une durée de plusieurs minutes, les différences existant entre le cap magnétique pilote et/ou le cap magnétique copilote et/ou la moyenne des caps magnétiques pilote/copilote, et la valeur du cap géographique mesuré par le GPS. Dans un exemple de réalisation préférée, le moyen de calcul MCO effectue à chaque instant la différence DELTA CAP existant entre la moyenne des caps magnétiques calculée à partir des caps magnétiques pilote et co-pilote et du cap magnétique géographique mesuré par le GPS. Le moyen MCC calcule également la valeur du temps t en utilisant des lois préétablies fonctions de l'altitude. Ici la valeur du temps t est prise égale à 25 secondes. Tant que les paramètres de vol et notamment les paramètres de caps sont jugés cohérents par le calculateur de bord, alors le pilote automatique donnera les ordres nécessaires pour maintenir le cap obtenu à partir des caps magnétiques pilote et/ou copilote. Mais dès qu'une incohérence des paramètres de cap magnétique pilote et copilote par exemple sera détectée par le calculateur de bord, alors pendant le temps t le pilote automatique pilotera le cap fourni par le GPS corrigé de la différence DELTA CAP calculée juste avant (par exemple 15 secondes avant) l'apparition de l'incohérence de paramètre(s) de vol. En effet la différence de cap obtenue à partir des données GPS et des valeurs magnétiques, provient du fait qu'il existe une différence variant suivant la position géographique et le temps appelée déclinaison. Cette différence provient également des erreurs instrumentales. En agissant de la sorte, il est probable que pendant le temps t court, l'aéronef continuera sa course selon le cap magnétique choisi par le pilote bien que les valeurs mesurées de caps magnétiques soient jugées incohérentes. Il est à remarquer qu'il est possible d'améliorer la précision en intégrant la valeur de la dérive (qui est la valeur de la vitesse horizontale latérale de l'aéronef) mesurée par le GPS, surtout dans la mesure où l'aéronef effectue un virage et change de cap. La même démarche peut être entreprise à partir des données d'altitude fournies par le système gyroscopique au lieu du système GPS.
De même pour l'incidence anémométrique. Les données d'incidence sont fournies par les sondes d'incidence anémométrique. Cette incidence ALFA est aussi appelée angle d'attaque. En vol normal, lorsque l'aéronef n'est pas dans un mode proche du décrochage, les valeurs d'angles d'attaque et de calage (égal à l'angle de tangage de l'aéronef par rapport à l'horizon géographique) sont proches. En vol normal, la différence entre l'angle d'attaque et le calage reste quasi constante. En cas de panne d'une indication d'angle d'incidence, le pilote automatique se déconnecte automatiquement. Dans cet exemple de réalisation préférée, le moyen MCO calcule en temps réel et enregistre, en continu ou en boucle, au moins pendant une durée de plusieurs minutes, les différences existant entre l'incidence pilote et/ou copilote et/ou la moyenne des incidences pilote/copilote, et la valeur du calage géographique obtenu par le système gyroscopique. Dans un exemple de réalisation préférée, le moyen de calcul MCO effectue à chaque instant la différence DELTAINC existant entre la moyenne des incidences obtenues à partir des sondes d'incidence pilote et co-pilote et du calage géographique mesuré par le système gyroscopique. Le moyen MCC calcule également la valeur du temps t en utilisant des lois préétablies fonctions de l'altitude. Ici la valeur du temps t est prise égale à 25 secondes. Tant que les paramètres de vol et notamment les incidences anémométriques pilotes et co-pilotes sont jugées cohérentes par le calculateur de bord, alors le pilote automatique utilisera les valeurs d'incidences fournies par les sondes d'incidence. Mais dès qu'une incohérence des paramètres d'incidence pilote et copilote par exemple sera détectée par le calculateur de bord, alors pendant le temps t le pilote automatique utilisera les données de calage corrigées de la différence DELTA INC calculée juste avant (par exemple 15 secondes avant) l'apparition de l'incohérence de paramètre(s) de vol. En effet, la différence entre le calage et l'incidence varie en fonction de la masse et plus fortement en fonction de la configuration (becs/volets). Cette différence provient également des erreurs instrumentales. En agissant de la sorte, il est probable que pendant le temps t court, l'aéronef continuera sa course en toute sécurité, le pilote automatique prenant en compte une valeur d'incidence proche de la réalité même en cas de panne de sonde d'incidence.
H est à remarquer qu'il est possible d'améliorer la sécurité du système en calculant le temps t non seulement en fonction de l'altitude, mais en prenant en compte également la vitesse et/ou la valeur de l'incidence. En effet si l'aéronef est proche du décrochage (valeur de l'incidence élevée, par exemple 15°), alors le temps t sera réduit de façon significative, pour être pris par exemple à 5 secondes.
Le système précédemment défini peut être aisément complexifié pour améliorer la précision et/ou la fiabilité. Par exemple, il est possible de considérer non pas une différence pour un instant donné, mais une moyenne des valeurs de la différence ou extrapoler cette différence entre deux paramètres ¾ mê~më~naturrces deux-paramètres étant-obtenusjpar deux chaines^de mesures différentes. La même logique peut être appliquée sur d'autres consignes de pilotage comme le suivi de trajectoire VOR ou profil de montée ou de descente, ou même pour les phases finales d'atterrissage (« FLARE »), ou même les procédures de remises de gaz.
Le dispositif de pilotage automatique précédemment défini objet de la présente invention présente donc plusieurs avantages pouvant être facilement mis en œuvre et facilement utilisable. Parmi les avantages on peut citer l'amélioration de la sécurité à l'aide de méthodes simples et éprouvées, une masse faible, une grande fiabilité et grande durée de vie, un fonctionnement sûr et un cout faible.
On voit donc qu'il est possible de réaliser de façon industrielle et à cout faible un dispositif de pilotage automatique d'un aéronef à déconnexion différée.
La présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisations décrits et représentés ci- dessus, mais l'homme du métier saura y apporter toute variation conforme à son esprit. D'autres modes de réalisation de la présente invention seront facilement déclinés par l'homme de l'art.

Claims

REVENDICATIONS
1) Dispositif de pilotage automatique d'un aéronef A comprenant au moins un pilote P, ledit dispositif de pilotage automatique comprenant - des données d'entrées E comprenant
- des paramètres de vol PV, comme par exemple, la vitesse, l'altitude, le régime moteur,
- des consignes de vol CV ordonnées par le pilote comme, par exemple, le cap à suivre, l'altitude à atteindre, le régime moteur à suivre, - et des données de sorties S définissant les actions à effectuer AE sur les commandes de vol pour assurer l'exécution des consignes de vol CV dans le respect de la sécurité,
- et au moins un calculateur de bord de calcul normal MCN et de pilotage automatique calculant à chaque instant les sorties S en fonction des entrées E,
- et un moyen de calcul et de comparaison MV déterminant la cohérence ou la non cohérence des données d'entrée E,
- et au moins un moyen satellitaire de connaissance, à chaque instant, de la position dans l'espace et éventuellement de l'attitude de l'aéronef ainsi que de la vitesse horizontale et verticale de l'aéronef par rapport à un référentiel terrestre tel qu'un « GPS »,
- et au moins un système gyroscopique permettant de connaître à chaque instant la position dans l'espace, l'attitude de l'aéronef ainsi que de la vitesse horizontale et verticale de l'aéronef par rapport à un référentiel terrestre, caractérisé en ce que ce dit dispositif de pilotage automatique comprend en outre un moyen de calcul et de comparaison MCO en temps réel, et de mise en mémoire des 'différences èntrë lés paramètres ae même ypê issus"de plusieurs chaînes- de mesure (paramètres PV et paramètres PS), par exemple les indications d'altitude obtenues à partir des mesures de pressions statiques et les indications d'altitude obtenues à partir des mesures « GPS »,
un moyen de calcul et d'extrapolation MCA des paramètres à prendre en compte par le pilote automatique à partir du moment où une chaîne de mesure a été jugée, par le calculateur de bord, soudainement incohérente, en prenant en compte les valeurs d'une ou plusieurs autres chaînes de mesure et en conservant sensiblement la différence qui existait juste avant l'apparition d'une incohérence d'un ou plusieurs paramètres, - un moyen de calcul MCC du temps t définissant la durée du mode de pilotage automatique en mode secours et utilisant les données PV et éventuellement PS,
deux modes de fonctionnement du pilote automatique, un mode normal M et un mode secours MS, tels que
- le mode normal MN, utilisant le moyen de calcul et de pilotage automatique
MCN, et fournissant les sorties S définit les actions à effectuer AE sur les commandes de vol, assure avec grande précision l'exécution des consignes de vol CV dans le respect de la sécurité, tant que les entrées E sont cohérentes,
- le mode secours MS, utilisant un autre moyen de calcul et de pilotage automatique MCS remplace le mode normal MN dès que les entrées E ne sont plus toutes cohérentes, ce mode secours MS fonctionnant pendant un laps de temps t défini en fonction de la phase de vol et/ou de la proximité du sol et/ou de la proximité d'autres aéronefs, fournissant les actions à effectuer AE permettant d'actionner les commandes de vol, le pilote étant immédiatement informé visuellement et/ou auditivement de la mise en œuvre de ce mode secours du pilote automatique, la déconnection de ce mode secours MS étant effectuée à la fin de ce temps t, et au bout du temps t le pilote étant également
immédiatement informé par voie visuelle et/ou auditive de la déconnection complète du pilote automatique, le moyen de calcul MCS permettant de définir en temps réel la valeur des sorties S pendant ce laps de temps t, ce moyen de calcul MCS n'utilisant que les paramètres cohérents en tenant compte des différences qui existaient avec les valeurs des paramètres utilisés par le pilote automatique avant qu'une ou plusieurs incohérences apparaissent.
2) Dispositif de pilotage automatique selon la revendication 1, caractérisé en ce que le moyen de calcul MCN utilise dans le mode normal les paramètres et les lois physiques permettant d'assurer avec précision le pilotage automatique, alors que le moyen de calcul MCS utilise des lois simplifiées qui permettent d'assurer la sécurité dans un laps de temps court t.
3) Dispositif de pilotage automatique selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le temps t est une fonction sensiblement croissante de l'altitude ALT ou de la hauteur HAUT de l'aéronef par rapport au sol qu'il survole. 4) Dispositif de pilotage automatique selon la revendication 3 précédente caractérisé en ce que la valeur du temps t est égale à environ zéro seconde si la hauteur de l'aéronef par rapport au terrain est inférieure à 1000 pieds, 10 secondes si la hauteur ou l'altitude de l'aéronef est comprise entre 1000 et 2500 pieds, égale à 20 secondes si la hauteur ou l'altitude de l'aéronef est comprise entre 2500 pieds et 15000 pieds et égale à une valeur comprise entre 40 et 100 secondes si la hauteur ou l'altitude de l'aéronef est supérieure à 15000 pieds. 5) Dispositif de pilotage automatique selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que l'aéronef comprend au moins trois types de chaînes de mesures
indépendantes : au moins deux chaînes aérodynamiques, au moins deux chaînes gyroscopiques, et au moins une chaîne satellitaire, et lorsqu'une ou plusieurs valeurs d'une des chaînes est jugée incohérente alors le pilotage automatique ne prend en compte que les paramètres issus des autres chaînes de mesure.
6) Aéronef comprenant le dispositif de pilotage automatique selon l'une quelconque des revendications précédentes.
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