WO2017203108A1 - Dispositif et procédé de pilotage pour aéronef - Google Patents

Dispositif et procédé de pilotage pour aéronef Download PDF

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WO2017203108A1
WO2017203108A1 PCT/FR2017/000080 FR2017000080W WO2017203108A1 WO 2017203108 A1 WO2017203108 A1 WO 2017203108A1 FR 2017000080 W FR2017000080 W FR 2017000080W WO 2017203108 A1 WO2017203108 A1 WO 2017203108A1
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aircraft
antennas
wing
precision
airspeed
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PCT/FR2017/000080
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English (en)
Inventor
Robert Schegerin
Original Assignee
Robert Schegerin
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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration

Definitions

  • the present invention relates to a device and a control method for aircraft.
  • the present invention mainly relates to a device and a method of piloting and navigation using the precise absolute position of four points of an aircraft relative to a fixed land reference and the very precise relative position of the same four points of said aircraft.
  • It also relates to a system for measuring and controlling the proper operation of the various instruments for measuring the aerodynamic and geometric parameters of an aircraft.
  • It also relates to a system for measuring and controlling the flexures and structural stresses of an aircraft.
  • It also relates to a system for measuring the anemometric parameters of a mobile with respect to a fluid flow.
  • aerodynamic such as airspeed, and / or aerodynamic angle of incidence and / or skidding.
  • the invention makes it possible to know precisely the precise value of the bending of the wing of an aircraft and the exact value of the load carried on said wing taking into account the geometry of the aircraft and possibly the mass of fuel. contained in the wings.
  • At least one measuring instrument for determining at least one aerodynamic and / or geometric parameter of the aircraft.
  • the invention finds its particular utility in the cases where the knowledge of the aerodynamic and geometrical parameters of an aircraft is vital, in particular the flexion of the wing and / or the aerodynamic load on said wing, which are parameters essential to the control and control of said aircraft.
  • An aircraft generally comprises a fuselage and at least one wing formed by at least two relatively flexible wings. During the navigation of said aircraft, said wings flex. It is important to know precisely the bending of this said wing to deduce directly the load carried by this wing as well as the constraints existing in the structure of this wing, and finally, to control and check the coherence of certain parameters.
  • the wing of an aircraft undergoes bending, shearing and twisting due to an aerodynamic and mass load on the wing.
  • a device comprising at least one DGPS to know the location of a boat and to accurately determine the values of the location and movement of a ship, including the angle of pitch, roll of said ship.
  • the GPS antennas of said device are not coordinated with each other.
  • the device is not adapted to an aircraft because of the complex and very different structure of the aircraft and does not allow to determine the aerodynamic and geometric parameters of the aircraft, including the flexion of the wing and / or the aerodynamic load on said wing.
  • vital flight control systems do not in themselves have the ability to verify the results they provide as is the case, for example airspeed chains and gyroscopic chains. For this reason, two redundant elements are not sufficient to ensure safety in the event of an element failure. It is necessary to place three identical elements to check the item that is down and those that work. Having a system that itself has a means of verifying that it is working properly is a significant advantage in terms of mass of volume and price, since it is sufficient to redundate it twice instead of three.
  • the main purpose of the present invention is therefore to provide a system for accurately measuring one or more vital control parameters independently of the conventional systems which are:
  • aerodynamic chains based mainly on the measurement of total pressures and static pressures, and possibly temperature, also generally including the altitude and incidence angle measurement chains that come from
  • gyroscopic chains which give mainly the angles of attitude and inclination and heading as well as the positioning with respect to a terrestrial fixed reference, and possibly the first and second derivatives of the angles of attitude, inclination and course and positions as a function of time,
  • Gyroscopic systems must be highly accurate, especially for long-haul aircraft because they drift over time and can not be easily recalibrated in flight with great accuracy. Their mass, price and maintenance cost also increase sharply with the required level of accuracy.
  • Another important object of the invention is to propose a system which itself has the means of self-checking. Indeed the gyroscopic chains and the aerodynamic chains can not be self-checking and it is necessary to triple their number to obtain a correct reliability.
  • Another goal is to be able to "patch" several technologies to improve true redundancy and to improve security.
  • Another goal is to be able to perform many tasks with a single system.
  • the proposed system which is the subject of the invention, will make it possible to carry out several tasks simultaneously, such as:
  • a tracking system allowing to locate a solid in space and in time. It is ideally composed of a trihedron or spatial marker, and a clock or temporal marker.
  • Predefined reference system Ideally defined tracking system, known with precision.
  • - one-to-one a link where one element of a set corresponds to one element and only one of the other set.
  • Example for an x of a set corresponds an element and a single y of the other set and vice versa.
  • Relative centimetric position of a point of an aircraft three-dimensional relative positioning of a point of the aircraft relative to another point of the aircraft and / or three-dimensional positioning in a fixed reference frame, said positioning being known to one or a few centimeters.
  • GLONASS satellite positioning system of Soviet origin
  • GALILEO satellite positioning system developed by the European Union whose deployment is due to be completed by 2020.
  • Airspeed speed of the aircraft relative to the surrounding air mass generally expressed in knots or Mach.
  • Altitude pressure altitude with respect to the sea calculated from value of static pressures.
  • angle of incidence of the aircraft relative to the surrounding air mass generally expressed in degrees, also called angle of attack or incidence, generally obtained from an incidence probe.
  • airspeed skid angle of skidding with respect to the surrounding air mass generally expressed in degrees, and obtained from a skid probe or left / right static pressure differences or using a wool yarn on gliders.
  • - Tip of the wing part of the wing located in the outer half of the wing. For example, if a wing has a wingspan of 30 meters from the plane of symmetry plane, the end portion of the wing is located between 15 and 30 meters plane of symmetry plane.
  • wing tip structure improving the aerodynamic performance of the wing.
  • the precision of the relative coordinates between two points of an aircraft is estimated to be one or a few centimeters, although the absolute accuracy of the measurement is equal to one or several meters.
  • the invention solves the aforementioned technical problems by proposing a device for measuring and controlling vital flight control parameters of an aircraft A comprising at least one pilot P, said aircraft comprising a fuselage F, a substantially flexible wing constituted by a left wing AG and a right wing AD, said aircraft A comprising a front portion and a rear portion, an upper portion and a lower portion, a point O located substantially in the center of the aircraft, a longitudinal axis OX directed towards the before the aircraft, a lateral axis OY directed towards the pilot right, a vertical axis OZ directed towards the top of the aircraft, the axes OX, OY, and OZ constituting an orthogonal OXYZ reference linked to the aircraft, the plane OXZ constituting the plane of symmetry of the aircraft, the plane OXY constituting the so-called horizontal plane
  • a PD dashboard located in the cockpit C, where are located most indications allowing the pilot to fly the aircraft safely
  • AIRDATA aerodynamic chain making it possible to calculate at each instant mainly the airspeed, the pressure altitude, the airspeed, the vertical airspeed, and possibly the airspeed,
  • At least one gyroscopic chain CG making it possible to know, with respect to a fixed terrestrial reference point, at each instant, mainly the attitude, the inclination and the heading, as well as the three-dimensional coordinates of at least one point of the aircraft relative to a terrestrial fixed reference, as well as the first and possibly second derivatives of said three-dimensional coordinates.
  • GPS antennas A1, A2, A3 and A4 all located on the outer skin of the aircraft and on the upper part of the aircraft, the antenna A1 being located at the front, the antenna A2 being located at the rear, the antenna A3 being located at the end of the left wing AG, the antenna A4 being located at the end of the right wing AD,
  • a calculation means MCP establishing, at each instant, with precision the position of at least one point of the aircraft relative to a fixed land reference from the three-dimensional metric coordinates of the antennas A1 and / or A2 and / or A3 and / or A4, and possibly establishing, at each instant, precisely the first and / or second derivatives of said three-dimensional metric coordinates,
  • a calculation means MCA1 establishing, at each instant, the angle of attitude, with a accuracy between 0.01 and 0.5 degrees, mainly from the coordinates relative to a fixed terrestrial reference, antennas A1 and A2,
  • a calculation means MCA2 establishing, at each instant, the inclination, with a precision of between 0.01 and 0.5 degrees, starting principally from the coordinates with respect to a terrestrial fixed reference, antennas A3 and A4,
  • a calculation means MCA3 establishing, at each instant, the geographical heading with a precision of between 0.01 and 0.5 degrees, from the three-dimensional coordinates with respect to a terrestrial fixed reference point of the antennas A1, A2, and / or or possibly from antennas A3 and A4,
  • said device for measuring and controlling vital control parameters further comprises a means of calculation MCFV defining at each instant the value of the algebraic flexion of the wing FV with centimeter precision, from the three-dimensional relative centimetric coordinates, of the antennas A1, A2, A3, and A4,
  • said device for measuring and controlling vital pilot parameters further comprises
  • a CGCM control means of at least one gyroscopic chain CG verifying that the attitude and / or inclination and / or heading and / or ground speed values, obtained by the chain CG, are close, respectively, attitude and / or inclination and / or heading and / or ground speed values obtained from the three-dimensional coordinate data provided by the four antennas A1, A2, A3 and A4,
  • the MV verification means of the proper functioning of the system calculates at each instant, in particular the spatial distances existing between the antenna positions A1, A2, A3, and A4 and / or verifies that they are respectively between predetermined minimum and maximum values, and further calculates and verifies that the spatial distances A1-A3 and A1-A4 are substantially equal and calculated t furthermore verifies that the spatial distances A2-A3, and A2-A4 are also substantially equal, and furthermore verifies, possibly, that the value of the algebraic wing flexion is
  • the means for managing and coordinating said four GPS antennas making it possible to know at each instant t the algebraic flexion of the wing, obtains the value of the algebraic flexion of the wing FV by calculating the difference existing between the distance existing between the line segment A1 -A2 and the line segment A3-A4 at time t and the distance between the line segment A1-A2 and the line segment A3-A4 at the initial time tO taken as reference (for example when the aircraft is on the ground and empty).
  • said measurement and control device further comprises calculating means allowing,
  • aerodynamic AIRDATA by comparing at any moment at least the airspeed and / or the airspeed angle and / or the vertical airspeed by calculating the calculated wing curvature FC from predefined laws and comparing it with the FV value obtained from the coordinates of the antennas A1, A2, A3 and A4, and verifying that FV-FC is lower in absolute value than a predefined value DELTAF such that:
  • the antenna A1 is situated between 1 and 5 meters from the front tip of the aircraft, the antenna A2 is located on the drifting salmon, and the antennas A3 and A4 are located on the upper part of the wingtips. (or “winglets").
  • the antennas A3 and A4 are placed substantially symmetrically with respect to the airplane plane of symmetry.
  • a wing generally comprises a structural wing box consisting of a front spar, a rear spar and an upper skin (located on the upper surface of the wing) and a lower skin on the underside of the wing.
  • the wings of civil aircraft also comprise one or more inner fins (located near the root) and one or more outer fins located at the end of the wing. Between the inner and outer fins are placed flaps.
  • the wings also have beaks placed at the front of the wing. At the end of the wing are usually winged salmon or "winglets” or “sharklets”.
  • the antennas A3 and A4 are respectively placed on the upper part of the wing
  • the calculation means mainly uses the coordinates of the vectors A1-A2 for the calculation of the attitude, the vector A3-A4 for the roll angle and the bisector of the angle formed by the two vectors A1 -A3 and A1. -A4 for heading. Corrections can then be applied as functions of other parameters and other vectors.
  • the loading is symmetrical, and asymmetrical in the opposite case.
  • the right outer wing lowers abruptly increasing the lift at the right outer wing and the left outer wing is lowered, decreasing the lift to right of the left outer wing.
  • the end of the right wing is driven upwards sharply while the end of the right wing is driven down, even before the floor where the gyroscopes are placed has time to turn.
  • the satellite responsible for the phase jump will be replaced by another satellite.
  • the distance of each satellite used will be stored for at least several seconds to check if the distance provided by this satellite is in agreement with the acceleration provided by the accelerometer placed near the antenna considered.
  • the calculation of the acceleration in the direction of the satellite ADS considered will be made from the value of the accelerations in the three axes, the three attitude angles of the aircraft and the relative position between the aircraft and the aircraft. satellite considered.
  • the data provided by this satellite would be temporarily replaced by those provided by another satellite or extrapolated from previous data taking into account the acceleration in the direction of the failed satellite.
  • a means MMM makes it possible to calculate and regularly store and compare at each instant t, for example 20 times per second
  • the pseudo-distance existing between at least the satellites used at time t and the four antennas - The pseudo-distance extrapolated at time t, from the previous positions using the attitude angles of the aircraft, the viewing angles of the satellites used, and the accelerations of each antenna measured by the three-dimensional accelerometers located near each antenna.
  • MMM makes it possible to compare the two pseudo previous distances if these two values are abruptly different, it is possible to deduce that a phase jump has taken place with respect to the connection between this satellite and the corresponding antennas. Since a phase jump between this satellite and the corresponding antennas has taken place, one can either no longer use this satellite and choose another one, or use the extrapolated values of the pseudo distances for a short period (for example 5 seconds). ).
  • the absolute and relative three-dimensional coordinates of the four antennas are taken for example every tenth of seconds and smoothed by a conventional means of sliding average, in order to minimize measurement noises and / or structural oscillations.
  • one of the GPS antennas A3 is replaced by a means for measuring the wing flexion constituted by a set of strain gauges placed on the wing, and where a calculation means makes it possible to calculate the position of an end of wing from the position of the antennas A1, A2 and A4 (or A3) and the value of the wing bending calculated from the strain gauges.
  • each receiver in an enclosure having a temperature controlled by a heating resistor to maintain a temperature above a minimum temperature of, for example, -40 ° C. Indeed some receivers can not accept temperatures too low lower than -40 ° while the aircraft can be at -60 ° C.
  • the means for managing and coordinating the four GPS antennas makes it possible to know at each instant, precisely the three-dimensional position with respect to a terrestrial fixed reference system, of one or more points of the aircraft, uses the arithmetic mean of the spatial coordinates of the four antennas A1, A2, A3 and A4.
  • a method of operating a device for measuring and controlling the vital piloting parameters of an aircraft A comprising the following steps taken in any order or successively after each other in which
  • the positions of the GPS antennas are measured.
  • the full fuel are known as the payload (passengers and freight) and the temperature.
  • the ground acceleration is equal to one g. It is thus possible to check the correct operation of the device insofar as the positions of the four GPS antennas are known precisely.
  • the four GPS antennas A1, A2, A3 and A4 communicate the GPS data by means of MG management and coordination of said four GPS antennas.
  • the MG management means and coordination of said four GPS antennas calculates at each moment with a metric precision, the three-dimensional position with respect to a terrestrial fixed reference, the four antennas A1, A2, A3, and A4,
  • a verification means MV of the good functioning of the system calculates and checks, at each moment, in particular the distances existing between the antennas A1, A2, A3, and A4 and in particular checking that they are between respectively maximum values and predetermined minimums, and calculating and verifying further that the spatial distances A1-A3 and A1-A4 are substantially equal and calculating and verifying that the spatial distances A2-A3, and A2-A4 are substantially equal,
  • an MCFV calculation means furthermore defines, at each instant, the values of the flexion of the wing FV with centimeter precision
  • AIRDATA airspeed control means verifies that the airspeed airspeed, incidence and static pressure values obtained by the AIRDATA airspeed chain are consistent with the value of the wing flexion FV, taking into account possibly the configuration (nozzles and flaps) and / or the fuel mass and / or the payload given, and the acceleration,
  • a control means of the gyroscopic chain CG verifies that the values of ground speed, attitude, and inclination obtained by the chain CG, are close, respectively, of the values of ground speed, and / or of attitude and / or inclination obtained from the spatial coordinate data provided by the management means MG and coordination of said four GPS antennas A1, A2, A3, A4,
  • the balances and the wing flexion are somewhat different if the plane is on the ground or is in flight. Indeed, on the ground, the weight of the aircraft is supported by the landing gear, while in flight it is the wing that mainly balances the weight of the aircraft.
  • the wing flexion is somewhat different and the corrections to be made are different. On the ground the correction laws will be different from the in-flight correction laws.
  • the receiver and possibly the accelerometer in a protective casing, this casing being fixed rigidly or flexibly on the structure, and the card of the receiver being mounted flexibly in the casing so that the small vibrations of the structure do not influence the values obtained by the accelerometer and protects the receiver from strong accelerations such as shocks for example.
  • Aircraft often land on a wheel, especially during crosswind landings, and it is important to monitor the fatigue of each landing gear and know the forces (speeds and accelerations in the three axes ) Suffered by each landing gear.
  • the proposed system makes it possible to accurately calculate the position, the speed, and the acceleration in the three directions of each wheel, in particular at the landing or at the take-off. This information can be stored in memory and transferred to the maintenance manager to accurately track the forces experienced by each landing gear.
  • the aerodynamic loads are symmetrical or asymmetrical by comparison of the accelerations measured at two opposite points. For example by calculating the difference in accelerations between points A3 and A4 in the Z direction, it can be deduced from predetermined tables, if the load aerodynamic is symmetrical (in the case where this difference is zero) or if the aerodynamic load is asymmetrical (in the case where this difference is not zero) and then deduce the value of the angle of correction that must be brought rolling to "stick" with the values provided by the gyro strings.
  • vector A1 -A3 vector A1 -A4 + vector A4-A3.
  • FIG. 1 is a schematic representation of an aircraft A comprising the measurement and control device according to the invention
  • FIG. 2 is an example of an evolution representation of the value of the vertical coordinate ZA3 of the position of the antenna A3 as a function of the mass of fuel present in the wing.
  • FIG. 3 is an example of an evolution representation of the value of the vertical coordinate ZA2 of the position of the antenna A2 as a function of the payload.
  • FIG. 4 is a top view of an airliner showing some of the different possibilities of placement of antennas A1, A2, A3 and A4.
  • FIG. 1 shows an aircraft comprising a device for measuring and controlling vital flight control parameters of an aircraft A comprising at least one pilot P, said aircraft comprising a fuselage F, a substantially flexible wing constituted by a left wing AG and a right wing AD, said aircraft A comprising a front part AV and a rear part AR, an upper part and a bottom part, a point O located substantially in the center of the aircraft, a longitudinal axis OX directed towards the front of the aircraft, a lateral axis OY directed towards the pilot right, a vertical axis OZ directed towards the top of the aircraft, the axes OX, OY, and OZ forming an orthogonal OXYZ reference linked to the aircraft, the plane OXZ constituting the plane of symmetry of the aircraft, the plane OXY constituting the so-called horizontal plane of the aircraft, the plane OYZ separating the front part of the rear part of the aircraft, and an outer skin isolating the aircraft from the outside atmosphere.
  • FIG. 2 shows, by way of example, the evolution of the value of the vertical coordinate ZA3 of the position of the antenna A3 as a function of the mass of fuel present in the wing. Indeed on the ground under an acceleration of a g it is possible to calculate or measure the value of all coordinates of the position of the antennas A1, A2, A3 and A4 depending on the amount of fuel present in the oil.
  • FIG. 3 shows, by way of example, the evolution of the value of the vertical coordinate ZA2 of the position of the antenna A2 as a function of the payload (passengers and freight). Indeed on the ground under an acceleration of a g it is possible to calculate or measure the value of all the coordinates of the position of the antennas A1, A2, A3 and A4 as a function of the payload.
  • Figure 4 shows possible locations for antennas A3 and A4 on an airliner wing.
  • a civil aircraft generally comprises a central wing box 101 and 201, a front spar 102 and 202, a rear spar 103 and 203, beaks 104 and 204 located on the leading edge of the wing, flaps 105 and 205 located at the trailing edge, inner fins 106 and 206, outer fins 107 and 207.
  • the following positions may be chosen for the antenna A3: 108 (at the end of the wing), or 109 (between the flaps and the outer wing), or 1 10 (at the front of the front spar, between the spouts).
  • FIG. 4 also shows a possible position (301) of the antenna A1 at the front of the fuselage and two possible positions of the antenna A2 at the rear of the fuselage (401 or 402).
  • the effects of the fuel mass and the payload can be added algebraically to obtain a wing flexion (or more generally a variation of the geometric coordinates of the antennas) as a function of the fuel mass and the payload.
  • the positions of the two antennas A1 and A2 were chosen on the plane of symmetry OXZ aircraft and the positions of the two antennas A3 and A4 were chosen on the horizontal plane OXY aircraft. It is possible to place the antennas at slightly different points, the calculation is then a little more complicated but quite possible.
  • An aircraft here an airliner A includes a pilot P.
  • This pilot is placed in a cockpit C which is itself placed at the front of the aircraft A.
  • This cockpit comprises a PD dashboard where is placed the most of the piloting and navigation equipment.
  • This dashboard is placed in front of the pilot.
  • Four GPS antennas are placed on the outer skin of the aircraft. These four antennas are placed on the upper part of the aircraft.
  • the antenna A1 is placed at the front
  • the antenna A2 is placed on the drifting salmon
  • the antenna A3 on the salmon at the end of the left wing AG
  • the antenna A4 is placed on the salmon at the end of the right wing AD.
  • a bundle of sheathed electrical cables connects the four GPS antennas to a DGPS management and control box.
  • This box contains the electronics to coordinate the data provided by the four GPS antennas to calculate with metric accuracy the coordinates of the four GPS antennas with respect to a terrestrial reference, and to calculate with centimeter accuracy the coordinates of the four GPS antennas compared to an aircraft reference system.
  • Calculation means defines the inclination by calculating the angle formed by the A3-A4 line and a terrestrial horizontal plane and the attitude by calculating the angle formed by the line A1 -A2 and a corrected horizontal horizontal plane of the angle between the line A2-A1 and OX.
  • the geographical heading is obtained by calculating at first approach the angle existing between the straight line A1-A2 and the geographical north, corrected of the inclination obtained from the angle between the line A3-A4 and a terrestrial horizontal plane. Indeed the fact that the line A1 - A2 is not horizontal creates a slight variation when the inclination is not zero.
  • the position of the aircraft is obtained here, by averaging the four positions A1, A2, A3 and A4. So the accuracy will be better than if we used a single antenna GPS. It is possible to weight the position of each antenna to obtain the precise position of any point on the aircraft. It is also possible to calculate the first and second derivatives of the position of a point of the aircraft as a function of time.
  • the load factor is equal to g
  • the amount of fuel contained in the wings is known, as well as the temperature.
  • both wings flex in the same way under a load factor.
  • the lift distribution along the span varies in a substantially elliptical shape.
  • the flexion of the wingtip is substantially proportional to the incidence, the density of the air and the square of the speed, less the effect of the loads due to the mass of the structure (engine and gear). landing included) and the effect of the fuel mass present in the wing multiplied by the load factor.
  • nozzles and flaps one can first measure the flexion of the wing FV1 using the relative positions of the four GPS antennas and secondly calculate the value of the wing flexion FV2 from aerodynamic parameters, mass and load factor and possibly the temperature and cabin pressurization.
  • the absolute value of the difference between FV1 and FV2 is greater than a predetermined value, (for example 5 centimeters), and if the correct operation of the device is confirmed, then it is likely that the aerodynamic chain is faulty. If the correct operation of the device is confirmed, and that for example the three aerodynamic chains CA1, CA2, and CA3 indicate three different speed values, VI, V2, and V3 and a single aerodynamic chain (for example CA3 chain gives a wing bending value close to that calculated by the device, then it is likely that the chain CA3 is working properly and that the speed V3 is the right speed to be taken into account This verification makes it possible to remove the doubt of speed even in case double failure or in case of a fluctuating failure of the speed indication.
  • a predetermined value for example 5 centimeters
  • the beam connecting the four GPS antennas to an MG control unit consists of a set of sheathed electrical cables, but this beam can be constituted by radio links or "wifi" to reduce the lengths of cables and eliminating many shots.
  • the device In flight the device provides the same information as a gyroscopic chain. It is therefore possible, in a preferred embodiment to design a complete system comprising two gyroscopic chains (pilot and co-pilot), three airspeed chains (pilot, co-pilot and rescue) and a device according to the invention verifying at every moment the information provided. by the gyroscopic chains such as attitude, inclination, heading, ground speed, ... (such as a backup gyroscopic chain) and also checking at every moment the information provided by the airspeed chains such as the speed, the altitude, incidence, ...
  • the system thus defined makes it possible to obtain a system that is more efficient, cheaper and lighter than current systems comprising three gyroscopic chains and three chains.
  • Radio-electro-magnetic navigation and landing systems and / or radio altimeters.
  • the device for measuring and controlling vital piloting parameters is not limited to the embodiments described and shown, but the skilled person will be able to make any variation consistent with his mind. For example an application on a helicopter or on a teleoperated drone for example is quite possible.

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Abstract

Dispositif et procédé de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A comprenant au moins un pilote P, ledit aéronef comprenant un fuselage F, une voilure sensiblement flexible, et comprenant en outre quatre antennes GPS A1, A2, A3 et A4, toutes situées sur la peau externe de l'aéronef, l'antenne A1 étant située à l'avant et sur la partie supérieure de l'aéronef, l'antenne A2 étant située à l'arrière et sur la partie supérieure de l'aéronef, l'antenne A3 étant située à l'extrémité de l'aile gauche et sur la partie supérieure de l'aile gauche, l'antenne A4 étant située à l'extrémité de l'aile droite et sur la partie supérieure de l'aile droite, un moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS, permettant de connaître à chaque instant, avec une précision métrique, la position tridimensionnelle par rapport à un référentiel fixe terrestre, des dites quatre antennes, avec une précision centimétrique la position relative des quatre antennes les unes par rapport aux autres, avec une précision meilleure que le demi-degré, les angles d'assiette et d'inclinaison, avec une précision meilleure que le degré, l'angle de dérive, comprenant en outre un moyen de vérification du bon fonctionnement du système en calculant, à chaque instant, notamment les distances existant entre les dites antennes et comprenant également un moyen de calcul définissant, à chaque instant les valeurs la flexion de la voilure avec une précision centimétrique, un moyen de contrôle de la chaîne anémométrique, et un moyen de contrôle de la chaîne gyroscopique.

Description

Dispositif et procédé de pilotage pour aéronef
La présente invention concerne un dispositif et un procédé de pilotage pour aéronef.
La présente invention concerne principalement un dispositif et un procédé de pilotage et de navigation utilisant la position absolue précise de quatre points d'un aéronef par rapport à un repère fixe terrestre et la position relative très précise des mêmes quatre points de ce dit aéronef.
Elle concerne particulièrement un dispositif de mesure de la flexion de la voilure d'un aéronef et de la charge aérodynamique portée sur ladite voilure.
Elle concerne également un système de mesure et de contrôle du bon fonctionnement des différents instruments de mesure des paramètres aérodynamiques et géométriques d'un aéronef.
Elle concerne également un système de mesure et de contrôle des flexions et des contraintes structurales d'un aéronef.
Elle concerne également un système de mesure des paramètres anémométriques d'un mobile par rapport à un écoulement fluide.
Elle concerne les informations vitales de pilotage basées sur uniquement la connaissance des lois de rigidité de l'aéronef, des lois aérodynamiques, et des positions absolues et relatives de quatre points de l'aéronef et éventuellement d'autres paramètres comme la densité de l'air et la masse de carburant.
Elle concerne également la définition de la position angulaire précise notamment pour ce qui concerne l'angle d'assiette, et l'angle d'inclinaison de l'aéronef par rapport à repère terrestre fixe.
Elle concerne également la connaissance et/ou la vérification de données vitales
aérodynamiques, telles que la vitesse anémométrique, et/ou l'angle d'incidence aérodynamique et/ou le dérapage.
L'invention permet de connaître avec précision, la valeur précise de la flexion de la voilure d'un aéronef et la valeur exacte de la charge portée sur ladite voilure en tenant compte de la géométrie de l'aéronef et éventuellement de la masse de carburant contenue dans les ailes.
Elle permet également de comparer les mesures directes et indirectes des paramètres aérodynamiques et géométriques d'un aéronef et de prévenir le pilote d'un éventuel dysfonctionnement ou d'une divergence sur les mesures de ces dits paramètres et/ou d'un dysfonctionnement d'au moins un instrument de mesure permettant de déterminer au moins un paramètre aérodynamique et/ou géométrique de l'aéronef.
Elle possède en elle-même le moyen de vérifier son bon fonctionnement.
Elle permet également de connaître précisément la vitesse du vent autour de l'aéronef, notamment la vitesse anémométrique de l'aéronef.
L'invention trouve son utilité particulière dans les cas où la connaissance des paramètres aérodynamiques et géométriques d'un aéronef est vitale, notamment la flexion de la voilure et/ou la charge aérodynamique sur ladite voilure, qui sont des paramètres essentiels au pilotage et au contrôle dudit aéronef.
Un aéronef comprend en général, un fuselage et au moins une voilure constituée par au moins deux ailes relativement flexibles. Lors de la navigation dudit aéronef, lesdites ailes fléchissent. Il est important de connaître précisément la flexion de cette dite voilure pour déduire directement la charge portée par cette dite voilure ainsi que les contraintes existant dans la structure de cette dite voilure, et enfin, contrôler et vérifier la cohérence de certains paramètres
aérodynamiques tels que la vitesse et/ou l'angle d'incidence et/ou la pression statique et/ou la position géométrique de la voilure de façon à prévenir le pilote d'un dysfonctionnement ou d'une divergence des valeurs des paramètres aérodynamiques et géométriques dudit aéronef. Il est également nécessaire de connaître ou de vérifier, à partir de la valeur de la charge sur la voilure, la vitesse du vent autour de l'aéronef de façon à prévenir le pilote de l'aéronef d'une possibilité de rencontrer une turbulence aérodynamique dans l'atmosphère autour de l'aéronef. Il est d'autre part très important, pour piloter un aéronef en toute sécurité et notamment lors d'un vol sans visibilité, de connaître à chaque instant les valeurs suivantes :
- l'assiette (angle formé entre l'axe longitudinal aéronef et la projection de cet axe longitudinal sur le plan horizontal terrestre) et
- l'inclinaison (angle de rotation de l'aéronef autour de son axe longitudinal aussi appelé axe de roulis),
- la position d'un point O de l'aéronef par rapport a un repère fixe terrestre.
Il est également important de connaître les dérivées première et seconde (en fonction du temps) de l'assiette, de l'inclinaison et de la position d'un point O de cet aéronef.
Lors du déplacement d'un aéronef, particulièrement pendant le vol, la voilure d'un aéronef, généralement flexible, subit les flexions, cisaillements et torsions suite à une charge aérodynamique et massique sur la voilure.
Plusieurs modèles numériques et codes de calculs associés à l'aéronef ont été développés pour déterminer la flexion de la voilure et/ou la charge aérodynamique d'un aéronef pendant le vol. Malheureusement, ces modèles et codes de calculs ne permettent pas ou n'ont pas permis de connaître avec précision ou de visualiser en temps réel la flexion de la voilure, notamment les mouvements et les positions relatives des ailes en fonction du temps.
De la publication US 3 347 498 est connu un système constitué par trois accéléromètres verticaux, deux sont disposés à chaque extrémité des ailes d'un aéronef et l'autre à
l'intersection des axes principaux. Malheureusement, ce système ne montre pas comment déterminer la flexion et/ou la charge de la voilure en fonction du temps, pendant le vol de l'aéronef et de vérifier la cohérence de paramètres aérodynamiques.
De la publication K 2012 0025 027 est connu un dispositif comprenant au moins un DGPS pour connaître l'emplacement d'un bateau et pour déterminer avec précision les valeurs de l'emplacement et le mouvement d'un navire, notamment, l'angle de tangage, de roulis dudit navire. Cependant, les antennes GPS dudit dispositif ne sont pas coordonnées entre elles. De plus le dispositif n'est pas adapté à un aéronef du fait de la structure complexe et très différente d'un l'aéronef et ne permet pas de déterminer les paramètres aérodynamiques et géométriques de l'aéronef, notamment la flexion de la voilure et/ou la charge aérodynamique sur ladite voilure.
De la publication US 6 002 362 est connu un système de mesure de position et de commande d'un appareil mobile tel qu'un camion comprenant au moins une antenne GPS susceptible de recevoir un signal GPS et un récepteur GPS relativement immobile, installé dans une position où ses coordonnées géométriques sont connues avec précision. Malheureusement le système est un DGPS et peut donc être écarté de l'état de la technique du domaine technique en cause ici.
Les brevets US 2002/029110, US 4 990 922, US 2009/164067 et W0 98/29757 font partie de l'arrière-plan technologique. Ils décrivent d'autres combinaisons de certaines caractéristiques de la revendication 1 mais aucun de ces documents décrit l'ensemble des caractéristiques de la revendication une de la présente invention. Ces dits documents ne décrivent ni ne suggèrent donc le dispositif ou le procédé présenté dans les revendications du présent brevet d'invention. Ces dits documents ni ne décrivent ni même ne suggèrent le calcul de l'angle d'assiette, et de l'inclinaison, chacun à partir principalement dès coordonnées par rapport à un repère fixe terrestre d'une certaine combinaison d'antennes, comme revendiqué par la présente invention. Par conséquent, l'invention peut être considérée comme attaquant de manière non-évidente le problème de calculer l'angle d'assiette et d'inclinaison d'un aéronef sur la base d'un système d'antennes GPS et notamment si les antennes sont disposées comme revendiqué.
Il est à remarquer que les systèmes vitaux de pilotage ne possèdent pas en eux-mêmes la possibilité de vérifier les résultats qu'ils fournissent comme c'est le cas, par exemple des chaînes anémométriques et des chaînes gyroscopiques. Pour cette raison deux éléments redondés ne sont pas suffisants pour assurer la sécurité en cas de panne d'un élément. Il est nécessaire de placer trois éléments identiques pour vérifier l'élément qui est en panne et ceux qui fonctionnent. Le fait d'avoir un système possédant en lui-même un moyen de vérification de bon fonctionnement est un avantage significatif en termes de masse de volume et de prix, car il suffit de le redonder deux fois au lieu de trois.
Le but principal de la présente invention est donc de fournir un système de mesure précis d'un ou de plusieurs paramètres vitaux de pilotage indépendamment des systèmes classiques qui sont :
- les chaînes aérodynamiques basées principalement sur la mesure des pressions totales et des pressions statiques, et éventuellement de la température, englobant également en général les chaînes de mesure d'angle d'incidence et d'altitude qui proviennent
principalement des mesures de pression statiques,
- les chaînes gyroscopiques qui donnent principalement les angles d'assiette et d'inclinaison et de cap ainsi que le positionnement par rapport à un repère fixe terrestre, et éventuellement les dérivées première et seconde des angles d'assiette, d'inclinaison et de cap et des positions en fonction du temps,
Les systèmes gyroscopiques doivent être de grande précision, notamment pour les aéronefs long-courriers car ces systèmes dérivent dans le temps et ne peuvent être recalés facilement en vol avec grande précision. Leur masse, leur prix et leur coût de maintenance augmentent également fortement avec le niveau de précision requis.
Il est probable qu'en 2020-2022, le coût de possession, ia masse, et l'encombrement soient plus faibles pour un système GPS que pourun système gyroscopique.
Il est également probable qu'en 2020-2022 la précision et la fiabilité d'un système GPS, compte tenu du nombre de satellites accessibles (supérieur à 100) soient similaire sinon meilleures que celles obtenues par les systèmes gyroscopiques, notamment pour les aéronefs long-courriers. Un autre but important de l'invention est de proposer un système qui possède en lui-même les moyens de s'auto-vérifier. En effet les chaînes gyroscopiques et les chaînes aérodynamiques ne peuvent s'auto-vérifier et il est nécessaire de tripler leur nombre pour obtenir une fiabilité correcte.
Un autre but est de pouvoir « panacher » plusieurs technologies pour améliorer la redondance vraie et par la même améliorer la sécurité.
Un autre but est de pouvoir effectuer de nombreuses taches avec un seul système. Le système proposé, objet de l'invention permettra de réaliser plusieurs taches simultanément telles que :
- amélioration des données GPS en effectuant par exemple la moyenne des informations fournies par les quatre antennes GPS,
- remplacement d'une chaîne gyroscopique ou vérification des chaînes gyroscopiques afin de confirmer la chaîne donnant des indications correctes notamment en cas de double panne simultanée ou pendant un même vol,
- remplacement d'une chaîne anémométrique ou vérification des chaînes anémométriques afin de confirmer la chaîne donnant des indications correctes, notamment en cas de double panne simultanée ou pendant un même vol,
- mesure de la flexion de voilure en tenant compte de la masse de carburant contenue dans la voilure et permettant de limiter les contraintes structurales en fonctions de la flexion de voilure vraie et non pas en fonction de l'accélération seulement.
- gain de poids, d'encombrement, de prix, de coût de maintenance, de fiabilité, et de sécurité.
En effet pour assurer le niveau désiré de fiabilité des aéronefs, les systèmes actuels de pilotage et de navigation doivent être redondés. Souvent les chaînes de mesure et de calcul sont triplées, pour pouvoir effectuer un « vote » et connaître la donnée erronée à partir des deux données similaires jugées non erronées. Relativement peu fréquent, le cas de double panne simultanée n'est pas prévu et pose de nombreux problèmes de compréhension au pilote. Bien que la probabilité d'un cas de double panne parfaitement simultanée est très faible, le cas de double panne dans un même vol, notamment lors d'un vol long-courrier est plus grande Afin d'améliorer encore la sécurité il est nécessaire de concevoir un système fournissant, au moins les informations vitales nécessaires pour conduire en toute sécurité un aéronef, et ceci sans utiliser les systèmes actuels. Ces dites informations vitales étant :
- la vitesse anémométrique horizontale,
- l'altitude,
- le cap géographique,
- l'assiette et/ou l'incidence et/ou l'inclinaison
- la vitesse verticale,
- la flexion de voilure,
Dans la description qui suit, les termes listés ci-après auront la définition suivante :
- Référentiel : Système de repérage permettant de situer un solide dans l'espace et dans le temps. Il est idéalement constitué d'un trièdre ou repère spatial, et d'une horloge ou repère temporel.
- Référentiel prédéfini : Système de repérage idéalement défini, connu avec précision.
- biunivoque: une liaison où à un élément d'un ensemble correspond un élément et un seul de l'autre ensemble. Exemple pour un x d'un ensemble correspond un élément et un seul y de l'autre ensemble et réciproquement.
- Position absolue métrique d'un point d'un aéronef par rapport à un repère fixe :
positionnement tridimensionnel précis de ce dit point à un ou quelques mètres près.
- Position relative centimétrique d'un point d'un aéronef : positionnement relatif tridimensionnel d'un point de l'aéronef par rapport à un autre point de l'aéronef et/ou positionnement tridimensionnel dans un repère fixe aéronef, ces dits positionnements étant connus à un ou quelques centimètres près.
- « GPS » : appelé en anglais « Global Postionning System » : système mondial de positionnement par satellites. Nous engloberons par ce terme les autres systèmes de positionnement satellitaire existants ou en cours de développement :
- « GLONASS » : système de positionnement par satellites d'origine soviétique
- « GALILEO» : système de positionnement par satellites développé par l'Union européenne dont le déploiement doit s'achever vers 2020.
- « BEIDOU » également nommé « COMPAS$ » est un système de navigation et de positionnement par satellites chinois en cours de déploiement qui devrait devenir complètement opérationnel en 2020.
- Vitesse anémométrique : vitesse de l'aéronef par rapport à la masse d'air environnante exprimée généralement en nœuds ou en Mach.
- Altitude pression: altitude par rapport à la mer calculée à partir de valeur de pressions statiques.
- Incidence anémométrique : angle d'incidence de l'aéronef par rapport à la masse d'air environnante exprimée généralement en degrés, également appelé angle d'attaque ou incidence, obtenue en général à partir d'une sonde d'incidence.
- Vitesse verticale anémométrique: vitesse verticale de l'aéronef par rapport à la masse d'air environnante exprimée généralement en pieds par minute et obtenue à partir des variations de pressions statiques,
dérapage anémométrique : angle de dérapage par rapport à la masse d'air environnante exprimé généralement en degrés, et obtenu à partir d'une sonde de dérapage ou des différences de pressions statiques gauche/droite ou à l'aide d'un fil de laine sur planeurs.
- Winglet : saumon d'aile continuant l'aile vers le haut et/ou vers le bas.
- Extrémité de l'aile : partie de l'aile située dans la moitié extérieure de l'aile. Par exemple si une aile a une envergure de 30 mètres par rapport au plan de symétrie avion, la partie extrémité de l'aile est située entre 15 et 30 mètres du plan de symétrie avion.
- Sharlets : structure de bout d'aile améliorant les performances aérodynamiques de la voilure.
- Pseudo-distance : c'est la distance calculée entre deux points à partir du temps mesuré que met une onde électromagnétique pour joindre ces deux points en estimant la vitesse de cette onde électromagnétique cheminant dans le milieu considéré.
Il est à remarquer, à titre liminaire, que le système GPS n'est pas aujourd'hui suffisamment précis et fiable pour être utilisé seul comme moyen de pilotage. Il est toutefois probable qu'à l'horizon 2020-2022, des progrès importants soient réalisés par l'introduction des systèmes européens et chinois ainsi que l'amélioration des systèmes russes et américains. Aujourd'hui une vingtaine desatellites sont utilisés pour calculer les coordonnées de points terrestres ou aériens, mais il est probable que leur nombre dépassera la centaine à l'horizon 2020 ou 2022. La couverture sera donc nettement améliorée. D'autre part les grands aéroports seront pourvus, à cette date, de balises fixes améliorant considérablement la précision des systèmes GPS pour l'atterrissage et le décollage. Il est donc nécessaire d'anticiper cette avancée technologique quasi-certaine et de mettre au point des systèmes embarqués précis et fiables qui pourront profiter de cette avancée technologique.
Il est important de remarquer que les dimensions d'un aéronef sont faibles par rapport aux distances existant entre les satellites et l'aéronef. En effet l'envergure d'une voilure d'un aéronef civil gros porteur est de l'ordre de 80 mètres et la longueur de fuselage de 70 mètres environ (pour l'AIRBUS A380 par exemple), alors que la distance entre les satellites et l'aéronef est de l'ordre de 20 000 mètres. D'autre part les erreurs de mesure de temps de vol des ondes électromagnétiques sont dues principalement à des phénomènes atmosphériques. Les rayons électromagnétiques provenant d'un satellite et arrivant sur plusieurs points de l'aéronef subissent les mêmes perturbations. En conséquence les mesures relatives de position entre deux points d'un aéronef sont très précises dans la mesure où les antennes sont « coordonnées ». On estime à un ou quelques centimètres la précision des coordonnées relatives entre deux points d'un aéronef bien que la précision absolue de la mesure soit égale à un ou plusieurs mètres. L'invention parvient à résoudre les problèmes techniques énoncés précédemment en proposant un dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A comprenant au moins un pilote P, ledit aéronef comprenant un fuselage F, une voilure sensiblement flexible constituée par une aile gauche AG et une aile droite AD, ledit aéronef A comprenant une partie avant et une partie arrière, une partie supérieure et une partie inférieure, un point O situé sensiblement au centre de l'aéronef, un axe longitudinal OX dirigé vers l'avant de l'aéronef, un axe latéral OY dirigé vers la droite pilote, un axe vertical OZ dirigé vers le haut de l'aéronef, les axes OX, OY, et OZ constituant un repère OXYZ orthogonal lié à l'aéronef, le plan OXZ constituant le plan de symétrie de l'aéronef, le plan OXY constituant le plan dit horizontal de l'aéronef, le plan OYZ séparant la partie avant de la partie arrière de l'aéronef, et une peau externe isolant l'aéronef de l'atmosphère extérieure, comprenant en outre
- un cockpit C situé dans l'aéronef A dans lequel se trouve le pilote P,
- et une planche de bord PD située dans le cockpit C, où sont situés la plus part des indications permettant au pilote de piloter l'aéronef en toute sécurité,
- et au moins une chaîne aérodynamique AIRDATA permettant de calculer à chaque instant principalement la vitesse anémométrique, l'altitude pression, l'incidence anémométrique, la vitesse verticale anémométrique, et éventuellement le dérapage anémométrique,
- et au moins une chaîne gyroscopique CG permettant de connaître par rapport à un repère fixe terrestre, à chaque instant, principalement l'assiette, l'inclinaison et le cap, ainsi que les coordonnées tridimensionnelles d'au moins un point de l'aéronef par rapport à un repère fixe terrestre, ainsi que les dérivées première et éventuellement seconde de ces dites coordonnées tridimensionnelles.
et comprenant en outre
- quatre antennes GPS A1 , A2, A3 et A4, toutes situées sur la peau externe de l'aéronef et sur la partie supérieure de l 'aéronef, l'antenne A1 étant située à l'avant, l'antenne A2 étant située à l'arrière, l'antenne A3 étant située à l'extrémité de l'aile gauche AG, l'antenne A4 étant située à l'extrémité de l'aile droite AD,
- un faisceau reliant ces dites quatre antennes GPS à un boîtier électronique de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS, permettant de connaître à chaque instant,
- avec une précision métrique, les trois coordonnées tridimensionnelles par rapport à un référentiel fixe terrestre, des quatre antennes A1 , A2, A3, et A4,
- avec une précision centimétrique les coordonnées tridimensionnelles des quatre antennes A1 , A2, A3, et A4 par rapport à un repère fixe aéronef,
- et un moyen de calcul MCP établissant, à chaque instant, avec précision la position d'au moins un point de l'aéronef par rapport à un repère fixe terrestre à partir des coordonnées tridimensionnelles métriques des antennes A1 et/ou A2 et/ou A3 et/ou A4, et éventuellement établissant, à chaque instant, avec précision les dérivées première et/ou seconde de ces dites coordonnées tridimensionnelles métriques,
- et un moyen de calcul MCA1 établissant, à chaque instant, l'angle d'assiette, avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir principalement des coordonnées par rapport à un repère fixe terrestre, des antennes A1 et A2,
- et un moyen de calcul MCA2 établissant, à chaque instant, l'inclinaison, avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir principalement des coordonnées par rapport à un repère fixe terrestre, des antennes A3 et A4,
- et un moyen de calcul MCA3 établissant, à chaque instant, le cap géographique avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir des coordonnées tridimensionnelles par rapport à un repère fixe terrestre des antennes A1 , A2, et/ou éventuellement à partir des antennes A3 et A4,
- et un moyen de vérification MV du bon fonctionnement du dispositif.
Avantageusement ledit dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage comprend en outre un moyen de calcul MCFV définissant à chaque instant la valeur de la flexion algébrique de la voilure FV avec une précision centimétrique, à partir des coordonnées tridimensionnelles relatives centimétriques, des antennes A1 , A2, A3, et A4,
Avantageusement ledit dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage comprend en outre
- un moyen de contrôle MCCG d'au moins une chaîne gyroscopique CG vérifiant que les valeurs d'assiette et/ou d'inclinaison et/ou de cap et/ou de vitesse sol, obtenues par la chaîne CG, sont proches, respectivement, des valeurs d'assiette et/ou d'inclinaison et/ou de cap et/ou de vitesse sol obtenues à partir des données de coordonnées tridimensionnelles fournies par les quatre antennes A1 , A2, A3 et A4,
- et/ou un moyen de contrôle MCAIRDATA de la chaîne anémométrique AIRDATA vérifiant que les valeurs de vitesse anémométrique et/ou d'incidence et/ou de pression statique obtenues par la chaîne anémométrique AIRDATA sont cohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV mesurée, en tenant compte des lois de flexion de la voilure en fonction de la vitesse, de l'incidence, et de la densité de l'air, et en prenant en compte éventuellement la configuration (becs et volets) donnée, la masse carburant contenue dans la voilure et l'accélération verticale, Avantageusement le moyen de vérification MV du bon fonctionnement du système calcule à chaque instant, notamment les distances spatiales existant entre les positions de antennes A1 , A2, A3, et A4 et/ou vérifie qu'elles sont comprises respectivement entre des valeurs minimales et maximales prédéterminées, et calcule et vérifie en outre que les distances spatiales A1-A3 et A1 -A4 sont sensiblement égales et calcule et vérifie en outre que les distances spatiales A2-A3, et A2-A4 sont aussi sensiblement égales, et vérifie en outre, éventuellement, que la valeur de la flexion algébrique de voilure est comprise entre une valeur minimale et une valeur maximale prédéfinies.
Avantageusement le moyen de gestion et de coordination des dites quatre antennes GPS, permettant de connaître à chaque instant t la flexion algébrique de la voilure, obtient la valeur de la flexion algébrique de la voilure FV en calculant la différence existant entre la distance existant entre le segment de droite A1 -A2 et le segment de droite A3-A4 à l'instant t et la distance existant entre le segment de droite A1-A2 et le segment de droite A3-A4 à l'instant initial tO pris comme référence (par exemple lorsque l'aéronef est au sol et à vide).
Avantageusement ledit dispositif de mesure et de contrôle comprend en outre un moyen de calcul permettant,
- en fonction de la position tridimensionnelle absolue précise des quatre antennes GPS A1 , A2, A3, A4 par rapport à un référentiel fixe terrestre et des positions tridimensionnelles très précises relatives à un référentiel aéronef des quatre antennes GPS A1 , A2, A3, A4,
- et en fonction des lois de rigidité de la voilure, des lois de portance en fonction de l'incidence, de la vitesse, de la densité de l'air et éventuellement
- en fonction de la masse de carburant présente dans les ailes,
- et en fonction de l'accélération subie par l'aéronef, de la masse totale,
- et en fonction éventuellement du centrage et de la pression statique au niveau de la mer au-dessus de l'endroit survolé, de vérifier le bon fonctionnement des chaînes
aérodynamiques AIRDATA en comparant à chaque instant au moins la vitesse anémométrique et/ou l'angle d'incidence anémométrique et/ou la vitesse verticale anémométrique en calculant à partir de lois prédéfinies la flexion de voilure calculée FC et en la comparant avec la valeur FV obtenue à partir des coordonnées des antennes A1 , A2, A3 et A4, et en vérifiant que FV-FC est inférieure en valeur absolue à une valeur prédéfinie DELTAF telle que :
DELTAF > ABS(FV-FC)
Avantageusement l'antenne A1 est située entre 1 et 5 mètres de la pointe avant de l'aéronef, l'antenne A2 est située sur le saumon de dérive, et les antennes A3 et A4 sont situées sur la partie supérieure des saumons d'ailes (ou des « winglets »).
Avantageusement les antennes A3 et A4 sont placées sensiblement symétriquement par rapport au plan de symétrie avion.
Une voilure comprend généralement un caisson structural de voilure constitué par un longeron avant, un longeron arrière et une peau supérieure (située à l'extrados de l'aile) et une peau inférieure à l'intrados de l'aile. Les voilures d'avions civils comprennent en outre un ou plusieurs ailerons intérieurs (situés près de l'emplanture) et un ou plusieurs ailerons extérieurs situés en bout d'aile. Entre les ailerons intérieurs et extérieurs sont placés des volets. Les voilures comportent également des becs placés à l'avant de la voilure. Au bout de la voilure sont généralement placés des saumons d'ailes ou des « winglets » ou des « sharklets ».
Avantageusement les antennes A3 et A4 sont respectivement placées sur la partie supérieure de la voilure
- soit dans la zone délimitée par le longeron arrière, le bord de fuite, et entre les volets et les ailerons extérieurs,
- soit dans la zone comprise entre les becs, à l'avant du longeron avant,
- soit sur le saumon d'aile si l'aile ne comprend pas de « winglet » ni de « sharklet »
- soit dans la partie supérieure des « winglets » ou des « sharklets » si la voilure en est pourvue. Il est à remarquer que deux points définissent un vecteur (et son opposé), trois points définissent trois vecteurs (et leurs opposés) et quatre points définissent 6 vecteurs (et leurs opposés). Les quatre antennes des systèmes GPS peuvent fournir directement les
coordonnées des 6 vecteurs correspondants aux quatre antennes.
Avantageusement le moyen de calcul utilise principalement les coordonnées des vecteurs A1- A2 pour le calcul de l'assiette, le vecteur A3-A4 pour l'angle de roulis et la bissectrice de l'angle formé par les deux vecteurs A1 -A3 et A1 -A4 pour le cap. Des corrections peuvent alors être appliquées en fonctions des autres paramètres et des autres vecteurs.
Il est particulièrement avantageux de placer un récepteur associé à chaque antenne, près de l'antenne correspondante afin d'avoir un fil coaxial de liaison entre chaque antenne et son récepteur de faible longueur. En effet le coaxial de liaison entre l'antenne et le récepteur est relativement lourd et crée des pertes diminuant la force du signal et donc la performance d'ensemble. Il est alors avantageux de placer une liaison filaire ou optique entre les récepteurs et le boîtier de coordination central pour coordonner les antennes, échanger les informations entre les antennes notamment le temps GPS ou le temps de référence atomique universel ainsi que les instants précis de prélèvements de mesure de chaque antenne.
Il est alors très avantageux de placer près ou dans chaque récepteur un ou deux
accéléromètres coordonnés avec les antennes afin de fournir en temps réel et chaque fois qu'une mesure de position est fournie, également la valeur des accélérations de la structure prés de chaque antenne. En effet la connaissance des valeurs d'accélération près de chaque antenne permet :
- de lisser les valeurs des coordonnées de chaque point et d'éliminer les bruits de la mesure,
- de discriminer les chargements symétriques des chargements dissymétriques notamment pour ce qui concerne la voilure, en considérant par exemple la valeur de la différence des accélérations des deux extrémités de voilures. En effet si les accélérations sont identiques aux deux extrémités de voilure il est possible d'en conclure que le chargement est symétrique, et dissymétrique dans le cas contraire. Par exemple, à vitesse moyenne, lors d'un brusque coup de manche à gauche, l'aileron externe droit se baisse augmentant brusquement la portance au niveau de l'aileron externe droit et l'aileron externe gauche se baisse, diminuant la portance au droit de l'aileron externe gauche. L'extrémité de l'aile droite est entraînée vers le haut brusquement alors que l'extrémité de l'aile droite est entraînée vers le bas, avant même que le plancher où sont placés les gyroscopes n'ait le temps de tourner. Afin de faire correspondre exactement les valeurs d'attitude fournies par le système et les gyroscopes, à chaque instant, il est nécessaire de traiter ce phénomène transitoire. Pour cela des calculs et des essais permettront de définir la fonction liant ce décalage transitoire d'angle de roulis avec la différence d'accélération des deux antennes A3 et A4.
- de déceler les sauts de phase et de les traiter en extrapolant les positions précédentes mesurées par chaque antennes en tenant compte des accélérations de chaque antennes. Par exemple si l'accélération est faible, et si la position fournie par les antennes varie brusquement de plusieurs centimètres, un saut de phase aura eu lieu et les valeurs données des coordonnées pour cette antenne ne pourra être considérée, sauf si le même saut de phase a été vu par les quatre antennes. Dans ce cas les coordonnées des vecteurs joignant les antennes seront toujours utilisables. Pour chaque antenne, tant que les coordonnées fournies par chaque antenne ne seront pas identiques (à une précision prédéterminée près) à la valeur des coordonnées obtenues par extrapolation des valeurs précédentes en tenant compte des accélérations mesurées, alors le calcul de positionnement utilisera les coordonnées extrapolées en tenant compte des accélérations. Dans le cas où le temps pendant lequel une différence significative (par exemple 3 secondes) existerait entre la valeur des coordonnées mesurées par chaque antenne et les valeurs extrapolées en tenant compte des accélérations, alors le satellite responsable du saut de phase sera remplacé par un autre satellite. Pour cela la distance de chaque satellite utilisé sera mise en mémoire au moins pendant plusieurs secondes pour vérifier si la distance fournie par ce satellite est bien en accord avec l'accélération fournie par l'accéléromètre placé près de l'antenne considérée. Pour cela le calcul de l'accélération dans la direction du satellite ADS considéré sera réalisé à partir de la valeur des accélérations dans les trois axes, des trois angles d'attitude de l'aéronef et de la position relative entre l'aéronef et le satellite considéré. Si une variation rapide de la distance entre une antenne et un satellite est décelée et que cette accélération n'est pas en accord avec la valeur de l'accélération ADS alors l'information fournie par ce satellite sera remplacée par un autre satellite. Si une variation rapide de distance entre une antenne et un satellite apparaît, il est probable que la même variation de distance soit perçue entre ce même satellite et les autres antennes.
Il est très avantageux également de calculer à partir
- de l'accélération tridimensionnelle mesurée par chaque accéléromètre situé près de l'antenne,
- des angles d'attitude de l'aéronef calculés précédemment, et
- de la pseudo-distance entre une ou plusieurs antennes et un ou plusieurs satellites visibles
la distance extrapolée qu'il devrait exister entre chaque antenne et chaque satellite et de vérifier l'absence ou la présence de saut de phase pour chaque satellite et pour chaque pseudo-distance existant entre chaque antenne et chaque satellite. Dans le cas où un saut brusque de phase serait déceler entre une ou plusieurs antennes et un satellite, les données fournies par ce satellite serait momentanément remplacée par celles fournies par un autre satellite ou extrapolées à partir de données précédentes en tenant compte de l'accélération dans la direction du satellite défaillant.
Très avantageusement un moyen MMM permet de calculer et de mettre en mémoire régulièrement et de comparer, à chaque instant t, par exemple 20 fois par seconde
- la pseudo-distance existant entre au moins les satellites utilisés à l'instant t et les quatre antennes, - La pseudo distance extrapolée à l'instant t, à partir des positions précédentes en utilisant les angles d'attitude de l'avion, les angles de visée des satellites utilisés, et les accélérations de chaque antenne mesurées par les accéléromètres tridimensionnels situé près de chaque antenne.
Ce moyen MMM permet de comparer les deux pseudos distances précédentes si ces deux valeurs sont brutalement différentes, il est possible d'en déduire qu'un saut de phase a eu lieu pour ce qui concerne la liaison entre ce satellite et les antennes correspondantes. Dans la mesure où un saut de phase entre ce satellite et les antennes correspondantes a eu lieu, on peut soit ne plus utiliser ce satellite et en choisir un autre, soit utiliser les valeurs extrapolées des pseudos distances pendant une période courte (5 secondes par exemple).
Avantageusement les coordonnées tridimensionnelles absolues et relatives des quatre antennes sont prélevées par exemple tous les dixièmes de secondes et lissées par un moyen classique de moyenne glissante, afin de minimiser les bruits de mesure et/ou les oscillations structurales.
Avantageusement une des antennes GPS A3 (ou A4) est remplacée par un moyen de mesure de la flexion voilure constitué par un ensemble de jauges de contraintes placées sur la voilure, et où un moyen de calcul permet de calculer la position d'une extrémité de voilure à partir de la position des antennes A1 , A2 et A4 (ou A3) et de la valeur de la flexion de voilure calculée à partir des jauges de contraintes.
Il est avantageux de placer chaque récepteur dans une enceinte ayant une température régulée par une résistance chauffante afin de maintenir une température supérieure à une température minimale égale par exemple à -40°C. En effet certains récepteurs ne peuvent accepter de températures trop basses inférieures à -40° alors que l'aéronef peut se trouver à -60°C.
En outre, avantageusement, le moyen de gestion et de coordination des quatre antennes GPS, permettant de connaître à chaque instant, avec précision la position tridimensionnelle par rapport à un référentiel fixe terrestre, d'un ou de plusieurs points de l'aéronef, utilise la moyenne arithmétique des coordonnées spatiales des quatre antennes A1 , A2, A3 et A4. Procédé de fonctionnement d'un dispositif de mesure et de contrôle des paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A, comprenant les étapes suivantes prises dans un ordre quelconque ou successivement les unes après les autres dans lesquelles
a) dans une position initiale PO correspondant à un temps tO, par exemple au sol, à l'arrêt juste avant le roulage, on mesure les positions des antennes GPS. Dans ce cas les pleins de carburant sont connus ainsi que la charge utile (passagers et fret) ainsi que la température. L'accélération au sol est égale à un g. On peut ainsi vérifier le bon fonctionnement du dispositif dans la mesure où les positions des quatre antennes GPS sont connues avec précision. b) en vol, les quatre antennes GPS A1 , A2, A3 et A4 communiquent les données GPS au moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS.
c) le moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS calcule à chaque instant - avec une précision métrique, la position tridimensionnelle par rapport à un référentiel fixe terrestre, des quatre antennes A1 , A2, A3, et A4,
- avec une précision centimétrique la position relative des quatre antennes A1 , A2, A3, et A4 les unes par rapport aux autres,
- avec une précision meilleure que le demi-degré, les angles d'assiette, d'inclinaison, et de cap,
- avec une précision meilleure que le degré, l'angle de dérive,
d) un moyen de vérification MV du bon fonctionnement du système calcule et vérifie, à chaque instant, notamment les distances existant entre les antennes A1 , A2, A3, et A4 et en vérifiant notamment qu'elles sont comprises respectivement entre des valeurs maximales et minimales prédéterminées, et en calculant et en vérifiant en outre que les distances spatiales A1-A3 et A1 -A4 sont sensiblement égales et en calculant et en vérifiant que les distances spatiales A2- A3, et A2-A4 sont sensiblement égales,
e) si les distances A1-A3 et A2-A3 et/ou les distances A2-A3 et A2-A4 ne sont pas égales respectivement ou si, ne serait-ce qu'une distance calculée entre les antennes, ne serait pas comprises entre les valeurs prédéterminées, alors un message de non fonctionnement du système sera envoyé au pilote,
f) un moyen de calcul MCFV définit en outre, à chaque instant les valeurs de la flexion de la voilure FV avec une précision centimétrique,
g) dans le cas où le moyen MV de vérification estimerait que la valeur de la flexion de voilure est excessive et/ou impossible alors, un message de non fonctionnement du système sera envoyé au pilote,
h) un moyen de contrôle de la chaine anémométrique AIRDATA vérifie que les valeurs de la vitesse anémométrique, de l'incidence et de la pression statique obtenues par la chaine anémométrique AIRDATA sont cohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV, en prenant en compte éventuellement la configuration (becs et volets) et/ou la masse carburant et/ou la charge utile donnée, et l'accélération,
i) dans le cas où le moyen de contrôle de la chaine anémométrique AJRDATA estime que les valeurs de la vitesse anémométrique, et/ou de l'incidence , et/ou de la pression statique obtenues par la chaine anémométrique AIRDATA sont incohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV, alors un message d'erreur est envoyé au pilote,
j) un moyen de contrôle de la chaine gyroscopique CG vérifie que les valeurs de vitesse sol, d'assiette, et d'inclinaison obtenues par la chaine CG, sont proches, respectivement, des valeurs de vitesse sol, et/ou d'assiette et/ou d'inclinaison obtenues à partir des données de coordonnées spatiales fournies par le moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS A1 , A2, A3, A4,
k) dans le cas où le moyen de contrôle de la chaine gyroscopique CG estime que les valeurs de la vitesse sol, et/ou de l'assiette et/ou de l'inclinaison obtenues par la chaine CG est/sont incohérente(s) avec la valeur de la flexion voilure FV, alors un message d'erreur est envoyé au pilote.
Il est également avantageux de définir un procédé permettant de définir les valeurs de paramètres important pour le pilotage dans deux cas différents au sol et en vol. En effet il est possible de définir facilement si l'avion est au sol ou en vol par le contacteur présent dur le train d'atterrissage avant. En effet ce contacteur permet notamment d'interdire le déploiement des inverseurs de poussés lorsque l'avion est en vol. Les équilibres et la flexion de voilure sont quelque peu différents si l'avion est au sol ou est en vol. En effet, au sol, le poids de l'avion est supporté par les trains d'atterrissage, alors qu'en vol c'est la voilure qui principalement équilibre le poids de l'avion. La flexion de voilure est quelque peu différente et les corrections à apporter sont diffère ntes.au sol les lois de correction seront différentes des lois de correction en vol. Il est avantageux de vérifier le système au sol. Pour cela il est possible de rentrer le relief du tarmac de façon précis (à un ou plusieurs centimètres près), afin de pouvoir vérifier avec précision la position des roues de l'aéronef et de vérifier notamment l'assiette, le roulis et le cap. Il est avantageux de connaître le relief près des aéroports avec précision afin de vérifier que les radioaltimètres fonctionnent correctement. En effet en connaissant avec précision le relief et la position spatiale de l'aéronef, il est possible de vérifier que les radioaltimètres fonctionnent correctement. En cas de panne d'un radioaltimètre, il est possible de confirmer quel radioaltimètre fonctionne et quel radioaltimètre ne fonctionne pas.
Il est avantageux de placer au-dessus de l'antenne un capotage ayant la forme aérodynamique optimale, et d'accorder l'antenne en fonction de ce radome.
Il est avantageux de placer le récepteur et éventuellement l'accéléromètre dans un boîtier de protection, ce boîtier étant fixé de façon rigide ou souple sur la structure, et la carte du récepteur étant montée souple dans le boîtier afin que les petites vibrations de la structure n'influencent pas les valeurs obtenues par l'accéléromètre et protège le récepteur des fortes accélérations comme les chocs par exemple.
Il est avantageux de connaître en temps réel pour le pilote et en temps différé pour la maintenance, la position, la vitesse et l'accélération de chaque train de roues des trains d'atterrissage. En effet les avions se posent souvent sur une roue, notamment lors d'atterrissages par vent de travers, et il est important pour suivre la fatigue de chaque train d'atterrissage et de connaître les efforts (les vitesses et les accélérations dans les trois axes) Subis par chaque train d'atterrissage. Le système proposé, permet de calculer avec précision, la position, la vitesse, et l'accélération dans les trois directions de chaque roue notamment à l'atterrissage ou au décollage. Ces informations peuvent être mis en mémoire et transférée au responsable de maintenance afin d'effectuer un suivi précis des efforts subis par chaque train d'atterrissage.
Il est important de remarquer qu'entre deux points il est possible de définir un vecteur (et son opposé), entre trois points il est possible de définir 3 vecteurs (et leurs opposés), et entre quatre points il est possible de définir 6 vecteurs (et leurs opposés). Il est également important de remarquer que les coordonnées des vecteurs joignant des points proches sont des données de base du système GPS. Dans notre cas, avec quatre antennes, il est avantageux d'extraire un ou plusieurs des six vecteurs disponibles qui sont des données de base (en anglais « raw data ») et qui sont donc entachée d'une erreur très faible. Il est donc possible de vérifier à chaque pas de calcul l'exactitude des coordonnées d'un vecteur en les comparant avec la somme des coordonnées des deux vecteurs adjacents.
Il est donc avantageux de définir le procédé de calcul suivant, pris dans l'ordre suivant ou dans un ordre légèrement différent :
- mise en route
- prélèvement des données invariantes (coordonnées des antennes dans le repère aéronef, distances entre les antennes au sol, relation de rigidité en flexion et torsion de la voilure et du fuselage, correspondance entre flexion voilure et flexion fuselage, ...
- à chaque pas de calcul (par exemple à chaque vingtième de seconde), les calculs suivants sont réalisés
- prélèvement des cordonnées des vecteurs A1 -A2 , A1-A3, A1 -A4, et A3-A4
- prélèvement des valeurs de l'accélération tridimensionnelle de chaque antenne
- calcul de l'accélération existant pour chaque antenne dans la direction de chaque satellite à partir des angles d'attitude de l'aéronef et la position spatiale de chaque satellite.
- prélèvement de la pseudo-distance existant entre chaque satellite sélectionné et chaque antenne, ces données étant fournies à chaque instant par le système GPS
- vérification de la non variation brusque de la pseudo-distance fournie par le système GPS entre chaque satellite sélectionné et chaque antenne par comparaison entre cette dite pseudo-distance obtenue par le système GPS et la pseudo-distance obtenue par extrapolation de la pseudo-distance à partir des données précédente et de l'accélération calculée dans la direction du satellite correspondant.
- si la pseudo-distance calculée à l'étape précédente et celle obtenue par le système GPS sont brusquement différente, on pourra en conclure qu'il y a eu un saut de phase et donc qu'il faut utiliser un autre satellite ou extrapoler les valeurs de position précédentes en tenant compte des valeurs des accélérations mesurées pour cette antenne considérée.
- On calcule les coordonnées du vecteur perpendiculaire aux vecteurs A1 -A2 et au vecteur A3-A4. Ce vecteur est appelé W,
- à partir de la longueur du vecteur W et de tables prédéfinies, on en déduit la flexion de voilure FV et la flexion de fuselage FF,
- à partir de la flexion de fuselage on en déduit l'angle de rotation du plancher où sont placés les gyroscopes des chaînes gyroscopiques,
- à partir des mesures d'accélérations on en déduit si les charges aérodynamiques sont symétriques ou dissymétriques par comparaison des accélérations mesurées en deux points opposés. Par exemple en calculant la différence des accélérations entre les points A3 et A4 dans la direction Z, on peut en déduire à partir de tables prédéterminées, si la charge aérodynamique est symétrique (dans le cas où cette différence est nulle) ou si la charge aérodynamique est dissymétrique (dans le cas où cette différence n'est pas nulle) et alors en déduire la valeur de l'angle de correction qu'il faut apporter au roulis pour « coller » avec les valeurs fournies par les chaînes gyroscopiques.
- à partir des résultats précédents, on calcule
- l'assiette principalement à partir du vecteur A1-A2, de la flexion fuselage et de la flexion de plancher où sont placées les gyroscopes
- le roulis principalement à partir du vecteur A3-A4et des valeurs des accélérations notamment les accélérations en Z des points A3 et A4
- le cap principalement à partir de la bissectrice de l'angle formé par les vecteurs A1 - A3 et A1-A4
- le dérapage calculé à partir de l'angle formé entre les vecteurs A1 -A2 et la bissectrice de l'angle formé par les vecteurs A1-A3 et A1-A4
- à partir des résultats précédents,
- on vérifie la validité des informations des chaînes anémométriques et en cas de valeurs différentes données par certains capteurs des chaînes anémométriques, effectuer les levers de doute afin de ségréguer les indications vraies fournies aux pilotes des indications erronées.
- à basse hauteur (inférieure à 2500 pieds sol) vérifier la validité des informations fournies par les radioaltimètres par comparaison des altitudes fournies avec un relief préenregistré
- près du sol au décollage et/ou à l'atterrissage, mesurer les positions, vitesse, et accélération de chaque train d'atterrissage par comparaison avec les altitudes précises de la piste d'atterrissage.
Il est possible de vérifier régulièrement le bon fonctionnement du système en calculant les distances entre les antennes à partir des données fournies et en les comparant avec les distances réelles possibles et/ou en calculant les vecteurs en faisant la somme de deux vecteurs proches comme par exemple vecteur A1 -A3 = vecteur A1 -A4 + vecteur A4-A3.
Il est avantageux de mettre en mémoire régulièrement les valeurs calculées notamment les valeurs de positions et d'angles, et de les conserver lors d'un arrêt du système afin de pouvoir retrouver ces valeurs dès le démarrage suivant du système. Ainsi il est possible d'accélérer notablement le démarrage du système en quelques secondes au lieu de quelques minutes. Il est avantageux de définir une architecture comprenant principalement le dispositif suivant l'invention et une, deux, ou trois chaînes gyroscopiques de type « MEMS ». En effet les gyroscopes de type « MEMS » sont nettement moins lourds et moins coûteux que les gyroscopes de type laser, ce qui devrait permettre un gain de prix supérieur à plusieurs centaines de milliers d'euros par avion et un gain de masse de plusieurs dizaines de kilogrammes. Il est avantageux de définir une architecture comprenant principalement le dispositif suivant l'invention et deux gyroscopes laser ou de type « MEMS ». En effet les gyroscopes de type « MEMS » sont nettement moins lourds et moins coûteux que les gyroscopes de type laser, ce qui devrait permettre un gain de prix supérieur à plusieurs centaines de milliers d'euros par avion et un gain de masse de plusieurs dizaines de kilogrammes.
D'autres caractéristiques et avantage de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se rapportera aux dessins annexés dans lesquels :
La figure I est une représentation schématique d'un aéronef A comprenant le dispositif de mesure et contrôle selon l'invention,
- La figure 2 est un exemple de représentation d'évolution de la valeur de la coordonnée verticale ZA3 de la position de l'antenne A3 en fonction de la masse de carburant présente dans la voilure.
- La figure 3 est un exemple de représentation d'évolution de la valeur de la coordonnée verticale ZA2 de la position de l'antenne A2 en fonction de la charge utile.
- La figure 4 est une vue de dessus d'un avion de ligne présentant certaines des différentes possibilités de placement des antennes A1 , A2, A3 et A4.
La figure 1 montre un aéronef comprenant un dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A comprenant au moins un pilote P, ledit aéronef comprenant un fuselage F, une voilure sensiblement flexible constituée par une aile gauche AG et une aile droite AD , ledit aéronef A comprenant une partie avant AV et une partie arrière AR, une partie supérieure et une partie inférieure, un point O situé sensiblement au centre de l'aéronef, un axe longitudinal OX dirigé vers l'avant de l'aéronef, un axe latéral OY dirigé vers la droite pilote, un axe vertical OZ dirigé vers le haut de l'aéronef, les axes OX, OY, et OZ constituant un repère OXYZ orthogonal lié à l'aéronef, le plan OXZ constituant le plan de symétrie de l'aéronef, le plan OXY constituant le plan dit horizontal de l'aéronef, le plan OYZ séparant la partie avant de la partie arrière de l'aéronef, et une peau externe isolant l'aéronef de l'atmosphère extérieure. La figure 2 montre à titre d'exemple, l'évolution de la valeur de la coordonnée verticale ZA3 de la position de l'antenne A3 en fonction de la masse de carburant présente dans la voilure. En effet au sol sous une accélération de un g il est possible de calculer ou de mesurer la valeur de toutes les coordonnées de la position des antennes A1 , A2, A3 et A4 en fonction de la quantité de carburant présentedans lavoilure.
La figure 3 montre à titre d'exemple, l'évolution de la valeur de la coordonnée verticale ZA2 de la position de l'antenne A2 en fonction de la charge utile (passagers et fret). En effet au sol sous une accélération de un g il est possible de calculer ou de mesurer la valeur de toutes les coordonnées de la position des antennes A1 , A2, A3 et A4 en fonction de la charge utile.
La figure 4 montre des emplacements possibles pour les antennes A3 et A4 sur une voilure d'avion de ligne. Pour chaque demi-voilure, un avion civil comprend en général un caisson de voilure central 101 et 201 , un longeron avant 102 et 202, un longeron arrière 103 et 203, des becs 104 et 204 situés sur le bord d'attaque de la voilure, des volets 105 et 205 situés au bord de fuite, des ailerons internes 106 et 206, des ailerons externes 107 et 207. Les positions suivantes peuvent être choisies pour l'antenne A3 : 108 (à l'extrémité de l'aile), ou 109 (entre les volets et l'aileron externe), ou 1 10 (à l'avant du longeron avant, entre les becs). Les positions suivantes peuvent être choisies pour l'antenne A4 : 208 (à l'extrémité de l'aile), ou 209 (entre les volets et l'aileron externe), ou 210 (à l'avant du longeron avant, entre les becs). La figure 4 montre également une position possible (301 ) de l'antenne A1 à l'avant du fuselage et deux positions possibles de l'antenne A2 à l'arrière du fuselage (401 ou 402).
Les effets de la masse de carburant et de la charge utile peuvent être ajoutés algébriquement pour obtenir une flexion de voilure (ou plus généralement une variation des coordonnées géométrique des antennes) en fonction de la masse carburant et de la charge utile.
En vol, il est également possible de tenir compte de la température et de la pression relative cabine.
Un mode préféré de réalisation est décrit ci-après. Cette description utilise la figure 1.
Pour simplifier la description, les positions des deux antennes A1 et A2 ont été choisies surle plan de symétrie OXZ aéronef et les positions des deux antennes A3 et A4 ont été choisies sur le plan horizontal OXY aéronef. Il est possible de placer les antennes à des points légèrement différents, le calcul est alors un peu plus compliqué mais tout à fait possible.
Un aéronef, ici un avion de ligne A comprend un pilote P. Ce pilote est placé dans un cockpit C qui est lui-même placé à l'avant de l'aéronef A. Ce cockpit comprend une planche de bord PD où est placée la plupart des équipements de pilotage et de navigation. Cette planche de bord est placée devant le pilote. Quatre antennes GPS sont placées sur la peau extérieure de l'aéronef. Ces quatre antennes sont placées sur la partie supérieure de l'aéronef. Ici l'antenne A1 est placée à l'avant, l'antenne A2 est placée sur le saumon de dérive, l'antenne A3 sur le saumon à l'extrémité de l'aile gauche AG, et l'antenne A4 est placée sur le saumon à l'extrémité de l'aile droite AD. Un faisceau de câbles électriques gainés relie les quatre antennes GPS à un boîtier de gestion et de contrôle DGPS. Ce boîtier contient l'électronique permettant de coordonner les données fournies par les quatre antennes GPS permettant de calculer avec une précision métrique les coordonnées des quatre antennes GPS par rapport à un référentiel terrestre, et de calculer avec une précision centimétrique les coordonnées des quatre antennes GPS par rapport à un référentiel aéronef. Un moyen de calcul définit l'inclinaison en calculant l'angle formé par la droite A3-A4 et un plan horizontal terrestre et l'assiette en calculant l'angle formé par la droite A1 -A2 et un plan horizontal terrestre corrigé de l'angle existant entre la droite A2-A1 et OX. Le cap géographique est obtenu en calculant en première approche l'angle existant entre la droite A1-A2 et le nord géographique, corrigé de l'inclinaison obtenue à partir de l'angle entre la droite A3-A4 et un plan horizontal terrestre. En effet le fait que la droite A1 - A2 ne soit pas horizontale crée une légère variation lorsque l'inclinaison n'est pas nulle.
La position de l'aéronef est obtenue, ici, en faisant la moyenne arithmétique des quatre positions A1 , A2, A3 et A4. Ainsi la précision sera meilleure que si on utilisait une seule antenne GPS. Il est possible de pondérer la position de chaque antenne pour obtenir la position précise de n'importe quel point de l'aéronef. Il est également possible de calculer les dérivées premières et secondes de la position d'un point de l'aéronef en fonction du temps.
Il est possible de vérifier le bon fonctionnement du dispositif fournissant les coordonnées GPS des quatre antennes A1 , A2, A3 et A4,
- premièrement, en vérifiant au sol que toutes les coordonnées des quatre antennes sont bien celles attendues en tenant compte de la charge payante et de la masse carburant contenue dans la voilure. En effet il est possible de définir les lois de flexion de la voilure en fonction de la charge payante et de la masse de carburant contenue dans la voilure en calculant ou en mesurant lors d'essais au sol l'influence, sur les valeurs des positions tridimensionnelles des antennes, de différentes valeurs de charges payantes d'une part et de différentes valeurs de masse carburant contenue dans la voilure d'autre part et d'ajouter algébriquement leur effet. Il est donc possible de vérifier avec grande précision le bon fonctionnement du dispositif, objet de l'invention, en vérifiant les coordonnées tridimensionnelles des quatre antennes GPS avec les coordonnées attendues en tenant compte de la charge payante et de la masse de carburant contenue dans les ailes. Il est à remarquer que l'écrasement des pneus et l'enfoncement des amortisseurs peut être prise en compte.
- ou deuxièmement, au sol, en calculant les distances spatiales des quatre antennes entre elles à partir de leur coordonnées et en vérifiant quelles sont proches, respectivement, des distances des antennes alors que l'aéronef est au repos avec une charge carburant moyenne par exemple. En effet dans ce cas le facteur de charge est égal à g, la quantité de carburant contenue dans les ailes est connue, ainsi que la température.
Il est à remarquer que pour les aéronefs réalisés en alliages d'aluminium l'influence de la température n'est pas négligeable. Les antennes A1 et A2 peuvent se rapprocher de plusieurs dizaines de centimètres lorsque la température extérieure passe de +20° à -55°C. Par contre, en vol, la pressurisation a un effet contraire du même ordre de grandeur. L'effet de la température et de la pressurisation peut être calculé et/ou vérifié par des essais au sol.
Afin d'affiner la vérification de bon fonctionnement du dispositif, il est possible de tenir compte du rétrécissement dû à la baisse de température, et de l'allongement dû à une augmentation de la pression relative cabine.
Il est à remarquer que lors d'une vérification de bon fonctionnement au sol, l'effet de la température est en général faible et l'effet de la pressurisation nul.
En général les deux ailes fléchissent de la même façon sous un facteur de charge. La répartition de portance le long de l'envergure varie selon une forme sensiblement elliptique. La flexion de l'extrémité de voilure est sensiblement proportionnelle à l'incidence, à la densité de l'air et au carré de la vitesse, diminué de l'effet des charges dues à la masse de la structure (moteur et train d'atterrissage compris) et l'effet de la masse de carburant présents dans la voilure multipliés par le facteur de charge. Pour une configuration (becs et volets) donnée, on peut d'une part mesurer la flexion de la voilure FV1 à l'aide des positions relatives des quatre antennes GPS et d'autre part calculer la valeur de la flexion de voilure FV2 à partir des paramètres aérodynamiques, massiques et de facteur de charge et éventuellement de la température et de la pressurisation cabine. Si la valeur absolue de la différence entre FV1 et FV2 est supérieure à une valeur prédéterminée, (par exemple 5 centimètres), et si le bon fonctionnement du dispositif est confirmé, alors il est probable que la chaîne aérodynamique soit défaillante. Si le bon fonctionnement du dispositif est confirmé, et que par exemple les trois chaînes aérodynamiques CA1 , CA2, et CA3 indiquent trois valeurs de vitesse différentes, VI, V2, et V3 et qu'une seule chaîne aérodynamique (par exemple la chaîne CA3 donne une valeur de flexion de voilure proche de celle calculée par le dispositif, alors il est probable que la chaîne CA3 fonctionne correctement et que la vitesse V3 est la bonne vitesse à prendre en compte. Cette vérification permet de lever le doute de vitesse même en cas de double panne ou en cas de panne fluctuante de l'indication de vitesse.
Dans ce cas le faisceau reliant les quatre antennes GPS à un boîtier électronique de gestion MG est constitué par un ensemble de câbles électriques gainés, mais ce faisceau peut être constitué par des liaisons radio ou « wifi » permettant de diminuer les longueurs de câbles et supprimant de nombreuses prises.
En vol le dispositif permet de fournir les mêmes informations qu'une chaîne gyroscopique. Il est donc possible, dans un cas de réalisation préférée de concevoir un système complet comprenant deux chaînes gyroscopiques (pilote et copilote), trois chaînes anémométriques (pilote, copilote et secours) et un dispositif selon l'invention vérifiant à chaque instant les informations fournies par les chaînes gyroscopiques comme l'assiette, l'inclinaison, le cap, la vitesse sol, ... (telle une chaîne gyroscopique secours) et vérifiant également à chaque instant les informations fournies par les chaînes anémométriques telles que la vitesse, l'altitude, l'incidence, ...
Le système ainsi défini permet d'obtenir un système plus performant, moins cher et moins lourd que les systèmes actuels comprenant trois chaînes gyroscopiques et trois chaînes
anémométriques.
D'autres systèmes peuvent être Vérifiés comme les systèmes radio-électro-magnétiques de navigation et d'atterrissage et/ou les radioaltimètres.
On voit donc qu'il est possible de réaliser de façon industrielle un tel dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef. Un tel dispositif offre de nombreux avantages. Parmi ces avantages on peut citer : un gain de mase, de prix, de place, de coût de maintenance, de précision, de fiabilité et de sécurité. L'utilisation de composants existants permet de prévoir un développement, une qualification et une certification rapide.
Le dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage selon l'invention n'est nullement limité aux modes de réalisation décrits et représentés, mais l'homme du métier saura y apporter toute variation conforme à son esprit. Par exemple une application sur un hélicoptère ou sur un drone télé-opéré par exemple est tout à fait envisageable.

Claims

REVENDICATIONS
1) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A comprenant au moins un pilote P, ledit aéronef comprenant un fuselage F, une voilure sensiblement flexible constituée par une aile gauche AG et une aile droite AD , ledit aéronef A comprenant une partie avant AV et une partie arrière A , une partie supérieure et une partie inférieure, un point O situé sensiblement au centre de l 'aéronef, un axe longitudinal OX dirigé vers l'avant de l'aéronef, un axe latéral OY dirigé vers la droite pilote, un axe vertical OZ dirigé vers le haut de l'aéronef, les axes OX, OY, et OZ constituant un repère OXYZ orthogonal lié à l'aéronef, le plan OXZ constituant le plan de symétrie de l'aéronef, le plan OXY constituant le plan dit horizontal de l'aéronef, le plan OYZ séparant la partie avant de la partie arrière de l'aéronef, et une peau externe isolant l'aéronef de l'atmosphère extérieure, comprenant en outre
- un cockpit C situé dans l'aéronef A dans lequel se trouve le pilote P,
- et une planche de bord PD située dans le cockpit C, où sont situés la plus part des indications permettant au pilote de piloter l'aéronef entoute sécurité,
- et au moins une chaîne aérodynamique AIRDATA permettant de calculer à chaque instant principalement la vitesse anémométrique, l'altitude pression, l'incidence anémométrique, la vitesse verticale anémométrique, et éventuellement le dérapage anémométrique,
- et au moins une chaîne gyroscopique CG permettant de connaître par rapport à un repère fixe terrestre, à chaque instant, principalement l'assiette, l'inclinaison et le cap, ainsi que les coordonnées tridimensionnelles d'au moins un point de l'aéronef par rapport à un repère fixe terrestre, ainsi que les dérivées première et éventuellement seconde de ces dites coordonnées tridimensionnelles,
caractérisé en ce que ledit dispositif de mesure et de contrôle comprend en outre
- quatre antennes GPS A1 , A2, A3 et A4, toutes situées sur la peau externe de l'aéronef et sur la partie supérieure de l'aéronef, l'antenne A1 étant située à l'avant, l'antenne A2 étant située à l'arrière, l'antenne A3 étant située à l'extrémité de l'aile gauche AG, l'antenne A4 étant située à l'extrémité de l'aile droite AD,
- un faisceau reliant ces dites quatre antennes GPS à un boîtier électronique de gestion G et de coordination des dites quatre antennes GPS, permettant de connaître à chaque instant,
- avec une précision métrique, les trois coordonnées tridimensionnelles par rapport à un référentiel fixe terrestre, des quatre antennes A1 , A2, A3, et A4,
- avec une précision centimétrique les coordonnées tridimensionnelles des quatre antennes A1 , A2, A3, et A4 par rapport à un repère fixe aéronef,
- et un moyen de calcul MCP établissant, à chaque instant, avec précision la position d'au moins un point de l'aéronef par rapport à un repère fixe terrestre à partir des coordonnées tridimensionnelles métriques des antennes Al, A2, A3, et A4, et éventuellement établissant, à chaque instant, avec précision les dérivées première et/ou seconde de ces dites coordonnées tridimensionnelles métriques,
- et un moyen de calcul MCA1 établissant, à chaque instant, l'angle d'assiette, avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir principalement des coordonnées par rapport à un repère fixe terrestre, des antennes A1 et A2,
- et un moyen de calcul MCA2 établissant, à chaque instant, l'inclinaison, avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir principalement des coordonnées par rapport à un repère fixe terrestre, des antennes A3 et A4,
- et un moyen de calcul MCA3 établissant, à chaque instant, le cap géographique avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir des coordonnées tridimensionnelles par rapport à un repère fixe terrestre, des antennes A1 , A2, et/ou éventuellement à partir des coordonnées tridimensionnelles des antennes A3 et A4,
- et un moyen de vérification MV du bon fonctionnement du dispositif.
2) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A, selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage comprend en outre un moyen de calcul MCFV définissant à chaque instant la valeur de la flexion algébrique de la voilure FV avec une précision centimétrique, à partir des coordonnées tridimensionnelles relatives centimétriques, des antennes A1 , A2, A3, et A4.
3) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A, selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage comprend en outre
- un moyen de contrôle MCCG d'au moins une chaîne gyroscopique CG vérifiant que les valeurs d'assiette et/ou d'inclinaison et/ou de cap et/ou de vitesse sol, obtenues par la chaîne CG, sont proches, respectivement , des valeurs d'assiette et/ou d'inclinaison et/ou de cap et/ou de vitesse sol obtenues à partir des coordonnées tridimensionnelles fournies par les quatre antennes A1 , A2, A3 et A4,
- et/ou un moyen de contrôle MCAIRDATA de la chaîne anémométrique AIRDATA vérifiant que les valeurs de vitesse anémométrique et/ou d'incidence et/ou de pression statique obtenues par la chaîne anémométrique AIRDATA sont cohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV mesurée, en tenant compte des lois de flexion de la voilure en fonction de la vitesse, de l'incidence, et de la densité de l'air, et en prenant en compte éventuellement la configuration (becs et volets) donnée, la masse carburant contenue dans la voilure et l'accélération verticale,
4) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A, selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le moyen de vérification MV du bon fonctionnement du système calcule à chaque instant, notamment les distances spatiales existant entre les positions de antennes A1 , A2, A3, et A4 et/ou vérifie qu'elles sont comprises respectivement entre des valeurs minimales et maximales
prédéterminées, et calcule et vérifie en outre que les distances spatiales A1-A3 et A1-A4 sont sensiblement égales et calcule et vérifie en outre que les distances spatiales A2-A3, et A2-A4 sont aussi sensiblement égales, et vérifie en outre, éventuellement, que la valeur de la flexion algébrique de voilure est comprise entre une valeur minimale et une valeur maximale prédéfinies.
5) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A, selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le moyen de gestion et de coordination des dites quatre antennes GPS, permettant de connaître à chaque instant t la flexion algébrique de la voilure, obtient la valeur de la flexion algébrique de la voilure FV en calculant la différence D qui existe entre la distance DFVT existant entre le segment de droite A1 -A2 et le segment de droite A3-A4 à l 'instant t et la distance DFV0 existant entre le segment de droite A1 - A2 et le segment de droite A3-A4 à l'instant initial tO pris comme référence (par exemple lorsque l'aéronef est au sol et à vide) telle que FV=D=DFVT-DFV0
6) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A, selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit dispositif de mesure et de contrôle comprend en outre un moyen de calcul permettant,
- en fonction de la position tridimensionnelle absolue précise des quatre antennes GPS A1 , A2, A3, A4 par rapport à un référentiel fixe terrestre et des positions tridimensionnelles très précises relatives à un référentiel aéronef des quatre antennes GPS A1 , A2, A3, A4,
- et en fonction des lois de rigidité de la voilure, des lois de portance en fonction de l'incidence, de la vitesse, de la densité de l'air et éventuellement
- en fonction de la masse de carburant présente dans les ailes,
- et/ou en fonction de l'accélération subie par l'aéronef, de la masse totale,
- et/ou en fonction éventuellement du centrage et de la pression statique au niveau de la mer au-dessus de l'endroit survolé,
- et/ou de la température
- et/ou de la pression différentielle cabine
de vérifier le bon fonctionnement des chaînes aérodynamique AIRDATA en comparant à chaque instant au moins la vitesse anémométrique et/ou l'angle d'incidence anémométrique et/ou la vitesse verticale anémométrique, en calculant à partir de lois prédéfinies la flexion de voilure calculée FC et en la comparant avec la valeur FV obtenue à partir des coordonnées des antennes A1 , A2, A3 et A4, et en vérifiant que FV-FC est inférieure en valeur absolue à une valeur prédéfinie DELTAF telle que :
DELTAF > ABS(FV-FC)
7) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A, selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'antenne A1 est située entre I et 5 mètres de la pointe avant de l'aéronef, l'antenne A2 est située sur le saumon de dérive, et les antennes A3 et A4 sont situées sur la partie supérieure des saumons d'ailes (ou des « winglets »).
8) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A, selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les coordonnées tridimensionnelles absolues et relatives des quatre antennes sont prélevées par exemple tous les dixièmes de secondes et lissées par un moyen classique de moyenne glissante, afin de minimiser les bruits de mesure et/ou les oscillations structurales.
9) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A, selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'une des antennes GPS A3 (ou A4) est remplacée par un moyen de mesure de la flexion voilure constitué par un ensemble de jauges de contraintes placées sur la voilure, et où un moyen de calcul permet de calculer la position d'une extrémité de voilure à partir de la position des antennes A1 , A2 et A4 (ou A3) et de la valeur de la flexion de voilure calculée à partir des jauges de contraintes.
10) Procédé de fonctionnement d'un dispositif de mesure et de contrôle des paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A, selon l'une quelconque des revendications précédentes comprenant les étapes suivantes prises dans un ordre quelconque ou successivement les unes après les autres dans lesquelles
a) dans une position initiale P0 correspondant à un temps tO, par exemple au sol, à l'arrêt juste avant le roulage, on mesure les positions des antennes GPS. Dans ce cas les pleins de carburant sont connus ainsi que la charge utile (passagers et fret). L'accélération au sol est égale à un g. On peut ainsi vérifier le bon fonctionnement du dispositif dans la mesure où les positions des quatre antennes GPS sont connues avec précision.
b) en vol, les quatre antennes GPS A1 , A2, A3 et A4 communiquent les données GPS au moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS.
c) le moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS calcule à chaque instant
- avec une précision métrique, la position tridimensionnelle par rapport à un référentiel fixe terrestre, des quatre antennes A1 , A2, A3, et A4,
- avec une précision centimétrique la position relative des quatre antennes A1 , A2, A3, et A4 les unes par rapport aux autres,
- avec une précision meilleure que le demi-degré, les angles d'assiette, d'inclinaison, et de cap,
- avec une précision meilleure que le degré, l'angle de dérive,
d) un moyen de vérification MV du bon fonctionnement du système calcule et vérifie, à chaque instant, notamment les distances existant entre les antennes A1 , A2, A3, et A4 et en ' vérifiant notamment qu'elles sont comprises respectivement entre des valeurs maximales et minimales prédéterminées, et en calculant et en vérifiant en outre que les distances spatiales A1 -A3 et A1 -A4 sont sensiblement égales et en calculant et en vérifiant que les distances spatiales A2-A3, et A2-A4 sont sensiblement égales,
e) si les distances A1 -A3 et A2-A3 et/ou les distances A2-A3 et A2-A4 ne sont pas égales respectivement ou si, ne serait-ce qu'une distance calculée entre les antennes, ne serait pas comprises entres les valeurs prédéterminées, alors un message de non fonctionnement du système sera envoyé au pilote. f) un moyen de calcul CFV définit en outre, à chaque instant les valeurs de la flexion de la voilure FV avec une précision centimétrique,
g) dans le cas où le moyen MV de vérification estimerait que la valeur de la flexion de voilure est excessive et/ou impossible alors, un message de non fonctionnement du système sera envoyé au pilote.
h) un moyen de contrôle de la chaîne anemométrique AIRDATA vérifie que les valeurs de la vitesse anémométrique, de l'incidence et de la pression statique obtenues par la chaîne anémométrique AIRDATA sont cohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV, en prenant en compte éventuellement la configuration (becs et volets), et/ou la masse carburant et/ou la charge utile donnée, et l'accélération,
i) dans le cas où le moyen de contrôle de la chaîne anémométrique AIRDATA estime que les valeurs de la vitesse anémométrique, et/ou de l'incidence et/ou de la pression statique obtenues par la chaîne anémométrique AIRDATA sont incohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV, alors un message d'erreur est envoyé au pilote.
j) un moyen de contrôle de la chaîne gyroscopique CG vérifie que les valeurs de vitesse sol, d'assiette, et d'inclinaison obtenues par la chaîne CG, sont proches, respectivement, des valeurs de vitesse sol, et/ou d'assiette et/ou d'inclinaison obtenues à partir des données de coordonnées spatiales fournies par le moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS A1 , A2, A3, A4.
k) dans le cas où le moyen de contrôle de la chaîne gyroscopique CG estime que les valeurs de la vitesse sol, et/ou de l'assiette et/ou de l'inclinaison obtenues par la chaîne CG est/sont incohérente(s) avec la valeur de la flexion voilure FV, alors un message d'erreur est envoyé au pilote.
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