WO2020128403A1 - Dispositif d'application d'effort pour un manche de pilotage d'un aéronef - Google Patents

Dispositif d'application d'effort pour un manche de pilotage d'un aéronef Download PDF

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WO2020128403A1
WO2020128403A1 PCT/FR2019/053272 FR2019053272W WO2020128403A1 WO 2020128403 A1 WO2020128403 A1 WO 2020128403A1 FR 2019053272 W FR2019053272 W FR 2019053272W WO 2020128403 A1 WO2020128403 A1 WO 2020128403A1
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WO
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actuator
shaft
axis
lever
force
Prior art date
Application number
PCT/FR2019/053272
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English (en)
Inventor
Mickael WERQUIN
Yannick ATTRAZIC
Corentin LEROUX
Original Assignee
Safran Electronics & Defense
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Filing date
Publication date
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Priority to CN201980089366.1A priority patent/CN113316540B/zh
Priority to CA3123953A priority patent/CA3123953A1/fr
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/04—Initiating means actuated personally
    • B64C13/042—Initiating means actuated personally operated by hand
    • B64C13/0421—Initiating means actuated personally operated by hand control sticks for primary flight controls
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/56—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05G—CONTROL DEVICES OR SYSTEMS INSOFAR AS CHARACTERISED BY MECHANICAL FEATURES ONLY
    • G05G5/00—Means for preventing, limiting or returning the movements of parts of a control mechanism, e.g. locking controlling member
    • G05G5/03—Means for enhancing the operator's awareness of arrival of the controlling member at a command or datum position; Providing feel, e.g. means for creating a counterforce
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05G—CONTROL DEVICES OR SYSTEMS INSOFAR AS CHARACTERISED BY MECHANICAL FEATURES ONLY
    • G05G9/00—Manually-actuated control mechanisms provided with one single controlling member co-operating with two or more controlled members, e.g. selectively, simultaneously
    • G05G9/02—Manually-actuated control mechanisms provided with one single controlling member co-operating with two or more controlled members, e.g. selectively, simultaneously the controlling member being movable in different independent ways, movement in each individual way actuating one controlled member only
    • G05G9/04—Manually-actuated control mechanisms provided with one single controlling member co-operating with two or more controlled members, e.g. selectively, simultaneously the controlling member being movable in different independent ways, movement in each individual way actuating one controlled member only in which movement in two or more ways can occur simultaneously
    • G05G9/047—Manually-actuated control mechanisms provided with one single controlling member co-operating with two or more controlled members, e.g. selectively, simultaneously the controlling member being movable in different independent ways, movement in each individual way actuating one controlled member only in which movement in two or more ways can occur simultaneously the controlling member being movable by hand about orthogonal axes, e.g. joysticks
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05G—CONTROL DEVICES OR SYSTEMS INSOFAR AS CHARACTERISED BY MECHANICAL FEATURES ONLY
    • G05G2505/00—Means for preventing, limiting or returning the movements of parts of a control mechanism, e.g. locking controlling member

Definitions

  • TITLE Force application device for an aircraft control stick
  • the invention relates to the piloting devices used by the pilot in an aircraft cockpit, in particular an active handle comprising an integrated force feedback to assist the pilot.
  • a piloting device in an aircraft cockpit usually comprises a piloting stick with in particular a lever mounted to rotate about an axis called roll and an axis said to be pitched, these two axes being orthogonal to one another. other. Most often, devices of the “joystick” type are encountered.
  • the piloting device transmits movement commands to piloting members of the aircraft.
  • the movement control of the aircraft is electronic and the piloting device integrated in the cockpit can be of the "mini stick" type.
  • the position of the lever along the two roll and pitch axes is measured by sensors and translated into displacement commands.
  • the lever is not directly mechanically linked to the moving parts of the aircraft and there is no direct mechanical return on the lever.
  • the aircraft flight control device comprises a control lever mounted on a plate and connected to a roll axis motor and a pitch axis motor by means of shafts. transmission.
  • the two motors are controlled according to an effort law, so as to generate a resistive effort opposing the effort exerted on the lever (force feedback) when an effort threshold is exceeded by the pilot.
  • Such a device is effective in restoring driving sensations and increasing safety.
  • the force feedback can be suppressed.
  • state-of-the-art active force feedback systems often include a large number of components, in particular roll and pitch motors but also clutches, torque limiters, gears, etc. These systems can be costly, bulky and difficult to integrate into an aircraft cockpit.
  • the introduction of gears involves a reduction in the dynamic performance of the handle, whose inertia increases, and causes a loss of ergonomics because the pilot feels the variations in torque due to the gears.
  • mini-control stick incorporating a mechanical emergency route, to prevent the rotation of the lever from being completely free in the event of an electrical failure affecting a force feedback motor.
  • the mini-sleeve sought must not be able to switch, in the event of a breakdown, into a mode in which the pilot can freely pivot the lever without feeling a resistive force.
  • the invention provides a force application device for a control stick of an aircraft, in which the control stick comprises a control lever connected to at least one motor comprising a movable drive shaft in rotation about an axis.
  • the effort application device includes:
  • an actuator mounted on the shaft, said actuator being movable in translation relative to the shaft along the axis, the actuator comprising a magnetic material and
  • a coupling device comprising an input gear mounted fixed relative to the casing and an output gear connected to the actuator by means of a fixing part, said fixing part being configured so as to allow a limited angular movement between the output gear and the shaft around the axis and to allow the actuation of the actuator of the output gear along the axis.
  • the fixing piece comprises a spring having a torsional stiffness and an axial stiffness, the torsional stiffness being greater than the axial stiffness, preferably at least three times greater.
  • the fixing part comprises a flexible plate.
  • the fixing part is prestressed and applies a force to the actuator and to the output engagement, so that when the electromagnet is not supplied, the fixing part exerts a restoring force on the actuator and on the exit gear towards the entry gear.
  • the fixing part further comprises a ring comprising engagement means, the shaft comprising engagement means of corresponding shape and size so that their mutual engagement makes it possible to secure in rotation the ring and the shaft around of the axis.
  • the spring comprises a first portion fixed to the ring and a second portion fixed to the output gear.
  • one of the input gear and the output gear comprises at least one tooth, the other comprising at least one complementary housing, the tooth being configured to penetrate the housing to block the output mesh in rotation relative to the input gear when the actuator moves the output gear to the input gear.
  • the input gear is fixedly mounted on an input of a torque limiter, an output of said torque limiter being fixedly mounted on the casing.
  • the device comprises two motors each comprising a drive shaft movable in rotation about an associated axis, an electromagnet, an actuator, a casing, a coupling device and a fixing part being associated with each shaft.
  • the device further comprises a first and a second force sensor, fixed on the lever, and a control unit configured to determine control signals of moving parts of the aircraft according to the forces measured by the first and the second force sensor.
  • the invention proposes a control stick for an aircraft comprising a control lever connected to at least one engine. comprising a drive shaft movable in rotation about an axis and a force application device as described above.
  • control stick further comprises at least one force sensor, mounted on the lever or on a single piece of the lever so as to detect a force applied to the lever by a pilot, and means for transmitting a force supplied by the force sensor to a control unit configured to determine control signals for moving parts of the aircraft as a function of the forces measured by the first and second force sensor.
  • FIG. 1 schematically represents a control stick architecture according to an embodiment of the invention.
  • Figure 2 is a perspective view of a lever and a mechanical seal of an exemplary embodiment of a mini-handle.
  • Figure 3 is a sectional view of an exemplary embodiment of a force application device according to an embodiment of the invention.
  • FIG. 4 is an exploded view of the exemplary embodiment of FIG. 3.
  • FIG. 1 shows a functional architecture of an aircraft piloting system along its roll and pitch axes including in particular a piloting mini-stick.
  • the mini-stick is typically found in the cockpit of the aircraft.
  • the thicker lines between two functional units correspond to mechanical connections.
  • the other arrow links are electronic links through which data can flow.
  • the system comprises a control lever 1 rotatably mounted on a plate of a mechanical seal 2 along an axis X of roll and an axis Y of pitching of the lever, the two axes being orthogonal.
  • the mechanical seal 2 is fixed to a frame integral with the floor of the aircraft cockpit.
  • Position sensors preferably a sensor 4a associated with the roll axis and a sensor 4b associated with the pitch axis, communicate electronic signals of the rotary position of the lever 1 respectively along the X and Y axes to a computer 7
  • the computer 7 controls the force application device to produce a predetermined force law.
  • the computer 7 includes an electronic interface for receiving said position signals.
  • the sensors 4a and 4b also communicate information on the speed of rotation of the lever 1 along these axes.
  • the position / speed information of the lever is translated into control signals for piloting moving parts of the aircraft by a flight control unit 8, or FCS for "Flight Control System".
  • control unit 8 is also configured to determine, as a function of the position / speed information of the lever and possibly other information, commands for applying force to the lever 1.
  • the computer 7 determines, as a function of the effort application commands, control signals from the effort application device associated with the mini-stick.
  • the force application device comprises an electric motor 3a associated with a shaft 13 of axis A linked to the axis X of the roll of the lever.
  • linked to the axis is meant that a connection mechanism exists between the shaft of axis A and an element of the seal 2 set in motion when the lever pivots along the axis X.
  • the device comprises an electric motor 3b associated with a shaft of axis B linked to the axis Y of pitching of the lever.
  • the motor 3a could be arranged to act directly on the X axis via a rotating shaft linked to the joint 2 and the motor 3b could be arranged to act directly on the Y axis via a rotating shaft linked to the joint 2.
  • the control system also includes force sensors 6a and 6b respectively measuring the torque exerted on the lever in pivoting along the X axis and along the Y axis. These are, for example, strain gauges, typically of the type capacitive or piezoelectric.
  • the force sensors 6a, 6b can be fixed on the lever 1 or on any moving integral part of the lever 1 capable of receiving the forces applied by a pilot on the handle.
  • Such sensors are particularly useful if the piloting system comprises a force piloting mode, in which the lever is immobilized and the control unit 8 determines control signals for the moving parts of the aircraft as a function of the forces applied to lever 1.
  • Figure 2 shows an exemplary embodiment.
  • the lever 1 is arranged on a mechanical seal 2 fixed to a frame 9 secured to a chassis of the aircraft.
  • Motors 3a and 3b (not visible) are offset from the lever.
  • the lever 1 is free at one end and fixed to a first plate 1 1 at the other end.
  • the first plate 1 1 is movable in rotation along the X axis and along the Y axis and is linked to a second plate 10 of the joint 2.
  • the X axis is linked to the first plate 1 1 so that a pivoting of the first plate 1 1 around the Y axis rotates the X axis around the Y axis.
  • Two transmissions each comprising a Cardan joint, translate a rotational movement of the lever along the X axis, respectively along the Y axis, into a rotational movement of a shaft (not shown) extending along the axis A, respectively along axis B.
  • the motors 3a and 3b are thus directly connected to the mechanical seal 2 and can transmit a resistive or motor force in response to the pivoting movements of the lever 1 by the pilot, according to a force law or a predetermined damping law.
  • a force law or a predetermined damping law.
  • the piloting system also includes a mechanical escape route configured to prevent the lever rotation from being completely free in the event of an electrical failure affecting a force feedback motor (Figure 3).
  • the mechanical escape route comprises in particular a mechanical force application device comprising:
  • a coupling device 40, 50 comprising an input gear 40 mounted fixed relative to the casing 24 and an output gear 50 mounted on the actuator 30 by means of a fixing part 60, said part fixing 60 being configured so as to allow a limited angular clearance between the output gear 50 and the shaft 13 around the axis A and to allow the translation of the output gear 50 and the actuator 30 along of axis A.
  • each motor of the control system comprises such a mechanical force application device 20, mounted on its shaft 13.
  • a motor is therefore associated with a force application device 20.
  • the electromagnet 22 is supplied with electric current by the control system. Consequently, when the control system is active and functional, the electromagnet 22 transforms the electric current into a magnetic field. On the other hand, when the control system is switched off, or during a power failure, the electromagnet 22 does not produce a magnetic field.
  • the electromagnet 22 is fixedly mounted in translation on the shaft 13.
  • the actuator 30 being made of a magnetic material, it is moved by the electromagnet 22 when the control system is active and functional, under the effect of the magnetic field that it produces.
  • the polarity of the material constituting the actuator 30 is chosen so that the displacement induced by the electromagnet 22 is in a direction of separation from the electromagnet 22.
  • the actuator 30 can be entirely made of magnetic material. As a variant, only part of the actuator 30 is made of such a material.
  • the actuator 30 comprises an annular border 32 made of the magnetic material.
  • the term magnetic material is understood here to mean a metallic material reacting to the magnetic field generated by the electromagnet 22 so that the supply of electric current displaces the actuator 30.
  • the actuator 30 can be made of soft iron.
  • a series of through orifices 34 are formed in the edge 32 of the actuator 30 in order to allow its fixing in particular on the fixing part 60, and optionally on the output meshing 50.
  • the output gear 50 may comprise an annular ring 52 made of a material sufficiently robust to transmit coupling forces capable of blocking the shaft 13 of the motor in rotation.
  • the output gear 50 can be made of 15-5 PH stainless steel.
  • the output gear 50 is connected to the actuator 30 so that the movement of the actuator 30 induces a displacement of the output gear 50.
  • the output gear 50 comprises securing means 54 configured to cooperate with securing means 42 complementary to the input gear 40 in order to secure them in rotation when the actuator 30 moves the output gear 50 towards the input gear 40.
  • the securing means 54 extend (or are formed in) the face of the annular ring 52 which is opposite the input gear 40.
  • the fastener 60 may include a central ring 62 configured to allow its attachment to the shaft 13 and a radial portion 64 configured to be attached to the actuator 30 and the output gear 50.
  • the fixing piece 60 then also comprises a ring 68 in the internal face of which can be formed grooves 69, extending substantially parallel to the axis A of the shaft 13, of shape and of dimension corresponding to associated grooves formed in the shaft 13, as well as a nut 14.
  • the engagement of the grooves 69 of the ring 68 in the grooves of the shaft 13 and the nut 14 thus make it possible to secure in rotation and in translation the ring 68 and the shaft 13.
  • the central ring 62 is fixedly connected in translation and in rotation to the ring 68.
  • a series of through holes 70 are then formed in a flange of the ring 68 so allow the fixing of the central ring 62 on the ring 68 by the insertion of fixing pins through the holes when they are placed opposite.
  • the grooves 68 are formed directly in the internal face of the central ring 62, the central ring 62 then being directly fixed on the shaft 13 by matching of its grooves 68 (or its grooves, respectively) with the grooves (respectively the grooves 68) of the shaft 13.
  • the radial part 64 of the fixing piece 60 comprises a periphery
  • the periphery 65 substantially annular which is connected to the central ring 62 by means of a series of legs 66 so as to make them integral.
  • the diameter of the central ring 62 is less than the diameter of the periphery 65 so that the ring is located inside the periphery 65.
  • the periphery 65 is discontinuous and formed of several ring segments , each ring segment being connected to the central ring 62 by means of a tab 66.
  • Each tab 66 may also be curved, as illustrated in FIG. 4.
  • this spring (62, 65, 66) is fixed on the ring 68 in a prestressed (or preloaded) state so that when the electromagnet 22 is not energized, the spring exerts a restoring force on the actuator 30 and on the output gear 50 towards the input gear 40.
  • the fixing piece 60 may comprise a flexible plate (“flex plate” in English), the central ring 62, the tabs 66 and the segmented periphery 65 then being produced in a metal sheet.
  • the flexible plate can be attached and fixed on a ring 68 as described above in order to allow its fixing on the shaft 13.
  • the flexible plate can be produced in a sheet of X10 CrNil 8- 8 having a thickness of 0.5 mm.
  • the output gear 50 is fixed on the radial part 64, the actuator 30 being able to be fixed either on the central ring 62 or on the radial part 64 also.
  • the fixing part 60 comprises a spring (62, 65, 66)
  • the actuator 30 is fixed on the radial part 64 so that the actuator 30 is brought back, with the input meshing 40, towards the output meshing 50 in the absence of electric current supply to the electromagnet.
  • a series of through orifices 57 can be formed in the crown 52 of the outlet meshing 50 in order to allow its fixing on the periphery 65 of the radial part 64.
  • the through orifices 57 of the meshing outlet 50 are configured to come opposite through holes 67 formed in the periphery 65 so as to allow the insertion of fixing rods and their joining.
  • the through holes 57 may be formed in protrusions 56 projecting from the annular ring 52.
  • the actuator 30 is also fixed to the radial part 64.
  • a series of through orifices may for example be in the annular border 32, of complementary shape and dimensions of the through orifices of the annular ring 52 of the output engagement 50 and of the periphery 65 of the radial part 64 so to allow their matching and their mutual fixing by the series of axes A of fixing.
  • the input gear 40 is mounted fixed relative to the casing 24, that is to say on a fixed part embedded in the aircraft.
  • the input gear 40 can be mounted directly on the casing 24.
  • the input gear 40 can be mounted on a torque limiter 26 which is itself mounted on the casing 24.
  • the coupling area 28 is dimensioned as a function of a maximum admissible torque .
  • the coupling zone 28 transmits the torque directly from the input 27 to the output 29 of the limiter 26.
  • this torque exceeds this maximum admissible torque, the coupling zone 28 slips and allows rotation. In other words, no relative movement of the entry
  • the securing means 54, 42 of the input gear 40 and the output gear 50 can form a dog clutch.
  • one of the input gear 40 and the output gear 50 may include at least one tooth, preferably more than one, while the other of the output gear 50 and the gear of entry 40 comprises at least as many housing of complementary shape and dimensions.
  • the dog comprises three teeth 54 and three complementary housings 42.
  • the mechanical force application device 20 then operates as follows.
  • the electromagnet 22 In normal operation of the control system, that is to say in the absence of an electrical or mechanical failure at the level of one of the motors or of failure on the chain for processing the motor control signals, the electromagnet 22 is supplied with electric current and produces a magnetic field exerting a return force from the actuator 30 to the electromagnet 22 greater than the preload applied by the fixing part 60. The actuator 30 is then moved under the effect of the field magnetic until reaching a first equilibrium position. Typically, in the embodiment illustrated in the figures, the actuator 30 is attracted by the electromagnet 22 and moves upwards.
  • the device 20 may further comprise a stop against which the actuator 30 is configured to come into contact when the electromagnet is supplied.
  • the output meshing 50 being integral in translation with the actuator 30 thanks to the fixing part 60, the latter also moves upwards until it reaches a rest position. In this rest position, the output gear 50 and input gear 40 are disengaged.
  • the actuator 30, the fixing part 60 and the output meshing 50 are therefore mobile in rotation with the shaft 13 (by means of their fixing thanks to the engagement of the grooves 68 in the grooves).
  • the shaft 13 is therefore free to rotate, none of the elements of the force application device 20 blocking its rotation.
  • the electromagnet 22 is no longer supplied in electric current and therefore no longer produces a magnetic field. No longer requested by the magnetic field, the actuator 30 is then moved in the opposite direction under the effect of the preload applied by the fixing part 60, until reaching a second equilibrium position, different from the first. equilibrium position. Typically, in the embodiment illustrated in the figures, the actuator 30 is no longer attracted to the electromagnet 22 and moves downwards.
  • the output gear 50 being integral in translation with the actuator 30 thanks to the fixing part 60, the latter also moves downwards until it comes into contact with the input gear 40.
  • the fixing piece 60 then allows the insertion of the teeth 54 of one into the housings 42 of the other in the event of misalignment.
  • the output gear 50 is therefore substantially angularly fixed, since it is coupled to the input gear 40 which is mounted fixed relative to the casing 24. Consequently, the fixing part 60, on which is mounted the output meshing 50, is also fixed in rotation. However, this fastening part 60 is itself fixedly mounted on the shaft 13, thanks to the matching of the grooves 68 and the grooves. It follows that the motor shaft 13 is immobilized in rotation.
  • control system does not have an active force feedback device 20, the shafts 13s of its two motors being immobilized (the failure of the control system impacting the two motors and the two force application devices 20s associated).
  • the lever When the steering system fails, the lever is then immobilized in its last position, even if it was not in neutral position, since the motor shafts 13s are immobilized.
  • the force application device 20 therefore forms a mechanical emergency path which prevents rotation of the lever in the event of an electrical failure affecting the associated motor.
  • the lever cannot switch to a mode where the pilot can freely pivot the lever without feeling a resistive force.
  • the lever remains fixed in rotation and the piloting of the aircraft is done with effort, thanks to the force sensors 6a, 6b. More precisely, the lever being blocked and no longer able to pivot along the axes As X and Y, the forces applied by the pilot on the lever are measured by the force sensors 6a, 6b. The measurements supplied by these force sensors 6a, 6b are then transmitted to the control unit, which is configured to determine control signals for the moving parts of the aircraft as a function of the forces measured by these force sensors 6a , 6b and thus allow the piloting of the aircraft in degraded mode.
  • the mechanical seal 2 is made up of several parts and is configured to withstand several cases of loads of different values, typically a first load case called “seizing” and a second load case called “abutment” » The case of stop load being more important than that of seizing.
  • the parts requested for each of these load cases are not identical.
  • certain parts are dimensioned to withstand the case of seizure load and other parts are dimensioned for the case of stop load.
  • the coupling zone 28 slips and then authorizes the rotation of the shaft 13, which makes it possible to pass the relay to the parts specifically dimensioned for the case stop load and therefore avoids oversizing the parts designed for the seizure load case.

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Abstract

L'invention concerne un dispositif d'application d'effort pour un manche de pilotage d'un aéronef, comprenant : - un carter (24), - un électroaimant (22), monté sur le carter (24), - un actionneur (30), monté sur l'arbre (13), ledit actionneur (30) étant mobile en translation par rapport à l'arbre (13) le long de l'axe (A), l'actionneur (30) comprenant un matériau magnétique et - un dispositif d'accouplement comprenant un engrènement d'entrée (40)monté fixe par rapport au carter (24) et un engrènement de sortie (50) relié à l'actionneur (30) par l'intermédiaire d'une pièce de fixation (60), ladite pièce de fixation (60)étant configurée de sorte à permettre un débattement angulaire limité entre l'engrènement de sortie (50) et l'arbre (13)autour de l'axe (A) et à autoriser la translation de l'actionneur (30) de l'engrènement de sortie (50) le long de l'axe (A).

Description

TITRE : Dispositif d’application d’effort pour un manche de pilotage d’un aéronef
DOMAINE DE L’INVENTION
L’invention concerne les dispositifs de pilotage utilisés par le pilote dans un cockpit d’aéronef, notamment un manche actif comprenant un retour d’effort intégré pour assister le pilote.
ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE
Un dispositif de pilotage dans un cockpit d’aéronef comprend, de manière habituelle, un manche de pilotage avec notamment un levier monté rotatif selon un axe dit de roulis et un axe dit de tangage, ces deux axes étant orthogonaux l’un à l’autre. On rencontre le plus souvent des dispositifs de type « manche à balai ».
En fonction de la position du levier selon ces deux axes, le dispositif de pilotage transmet des commandes de déplacement à des organes de pilotage de l’aéronef.
Sur les modèles les plus récents d’aéronef, la commande des mouvements de l’aéronef est électronique et le dispositif de pilotage intégré dans le cockpit peut être de type « mini-manche » (« side stick » en anglais). La position du levier selon les deux axes de roulis et de tangage est mesurée par des capteurs et traduite en commandes de déplacement. Le levier n’est pas directement lié mécaniquement aux parties mobiles de l’aéronef et il n’y a pas de retour mécanique direct sur le levier.
Or, il est souhaitable pour la sécurité du vol que le pilote perçoive un retour mécanique au niveau du levier. Les systèmes de signalisation du cockpit peuvent ne pas être suffisants pour provoquer une réaction suffisamment rapide du pilote face à des événements imprévus au cours du vol. Les sensations de pilotage sont bien meilleures si le mini-manche de pilotage intègre un retour d’effort, aussi appelé « retour haptique ».
Il a été proposé à ce titre d’équiper le mini-manche de systèmes mécaniques passifs, comme des systèmes à ressort, ou de systèmes électromécaniques actifs. Par ailleurs, il a été proposé dans le document FR 3 01 1 815 d’utiliser un dispositif de retour d’effort actif à moteur électrique. Typiquement, dans ce document, le dispositif de commande de vol d’aéronef comporte un levier de commande monté sur une platine et relié à un moteur d’axe de roulis et un moteur d’axe de tangage par l’intermédiaire d’arbres de transmission. Les deux moteurs sont commandés selon une loi d’effort, de sorte à générer un effort résistif s’opposant à l’effort exercé sur le levier (retour d’effort) lorsqu’un seuil d’effort est dépassé par le pilote. Un tel dispositif s’avère efficace pour restituer les sensations de pilotage et accroître la sécurité. Toutefois, en cas de défaillance électrique ou mécanique au niveau d’un des moteurs ou en cas de panne sur la chaîne de traitement des signaux de commande des moteurs, le retour d’effort peut être supprimé.
Dans le domaine de l’aéronautique, les exigences en matière de disponibilité des dispositifs de pilotage sont élevées. Il n’est donc pas acceptable que le pilote passe brutalement à un mode de pilotage sans retour d’effort en cas de défaillance.
En outre, les systèmes actifs de retour d’effort de l’état de l’art comprennent souvent un nombre important de composants, notamment les moteurs de roulis et de tangage mais aussi des embrayages, des limiteurs de couple, des engrenages, etc. Ces systèmes peuvent s’avérer coûteux, encombrants et difficiles à intégrer dans un cockpit d’aéronef. De plus, l’introduction d’engrenages implique une réduction des performances dynamiques du manche, dont l’inertie augmente, et cause une perte d’ergonomie car le pilote ressent les variations de couple dues aux engrenages.
RESUME DE L’INVENTION
Il existe ainsi un besoin pour un mini-manche de pilotage intégrant une voie de secours mécanique, pour empêcher que la rotation du levier ne soit complètement libre en cas de défaillance électrique affectant un moteur de retour d’effort. Le mini-manche recherché ne doit pas pouvoir basculer, en cas de panne, dans un mode où le pilote peut pivoter librement le levier sans ressentir un effort résistif.
Il existe un besoin subsidiaire pour un mini-manche de masse, d’encombrement et de consommation électrique moindres.
De façon générale, la fiabilité, la simplicité et l’ergonomie des dispositifs de retour d’effort pour le mini-manche peuvent être améliorées.
Pour cela, l’invention propose un dispositif d’application d’effort pour un manche de pilotage d’un aéronef, dans lequel le manche de pilotage comprend un levier de commande relié à au moins un moteur comprenant un arbre d’entraînement mobile en rotation autour d’un axe. Le dispositif d’application d’effort comprend :
- un carter, configuré pour être fixe par rapport à l’aéronef
- un électroaimant, monté sur le carter,
- un actionneur, monté sur l’arbre, ledit actionneur étant mobile en translation par rapport à l’arbre le long de l’axe, l’actionneur comprenant un matériau magnétique et
- un dispositif d’accouplement comprenant un engrènement d’entrée monté fixe par rapport au carter et un engrènement de sortie relié à l’actionneur par l’intermédiaire d’une pièce de fixation, ladite pièce de fixation étant configurée de sorte à permettre un débattement angulaire limité entre l’engrènement de sortie et l’arbre autour de l’axe et à autoriser la translation de l’actionneur de l’engrènement de sortie le long de l’axe.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du dispositif décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison
- la pièce de fixation comprend un ressort présentant une raideur de torsion et une raideur axiale, la raideur de torsion étant supérieure à la raideur axiale, de préférence au moins trois fois plus grande.
- la pièce de fixation comprend une plaque flexible. - la pièce de fixation est précontrainte et applique un effort sur l’actionneur et sur l’engrènement de sortie, de sorte que lorsque l’électroaimant n’est pas alimenté, la pièce de fixation exerce un effort de rappel sur l’actionneur et sur l’engrènement de sortie en direction de l’engrènement d’entrée.
- la pièce de fixation comprend en outre une bague comprenant des moyens d’engagement, l’arbre comprenant des moyens d’engagement de forme et de dimension correspondantes de sorte que leur engagement mutuel permet de solidariser en rotation la bague et l’arbre autour de l’axe.
- le ressort comprend une première portion fixée sur la bague et une deuxième portion fixée sur l’engrènement de sortie.
- l’un parmi l’engrènement d’entrée et l’engrènement de sortie comprend au moins une dent, l’autre comprenant au moins un logement complémentaire, la dent étant configurée pour pénétrer dans le logement pour bloquer l’engrènement de sortie en rotation par rapport à l’engrènement d’entrée lorsque l’actionneur déplace l’engrènement de sortie vers l’engrènement d’entrée.
- l’engrènement d’entrée est monté fixement sur une entrée d’un limiteur de couple, une sortie dudit limiteur de couple étant montée fixement sur le carter.
- le dispositif comprend deux moteurs comprenant chacun un arbre d’entraînement mobile en rotation autour d’un axe associé, un électroaimant, un actionneur, un carter, un dispositif d’accouplement et une pièce de fixation étant associés à chaque arbre.
- le dispositif comprend en outre un premier et un deuxième capteur d’effort, fixés sur le levier, et une unité de commande configurée pour déterminer des signaux de commande de parties mobiles de l’aéronef en fonction des efforts mesurés par le premier et le deuxième capteur d’effort.
Selon un deuxième aspect, l’invention propose un manche de pilotage d’un aéronef comprenant un levier de commande relié à au moins un moteur comprenant un arbre d’entraînement mobile en rotation autour d’un axe et un dispositif d’application d’effort comme décrit ci-dessus.
Optionnellement, le manche de pilotage comprend en outre au moins un capteur d’effort, monté sur le levier ou sur une pièce monobloc du levier de sorte à détecter un effort appliqué sur le levier par un pilote, et des moyens de transmission d’un effort fourni par le capteur d’effort à une unité de commande configurée pour déterminer des signaux de commande de parties mobiles de l’aéronef en fonction des efforts mesurés par le premier et le deuxième capteur d’effort.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
D’autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée qui va suivre, et au regard des dessins annexés donnés à titre d’exemples non limitatifs et sur lesquels :
La figure 1 représente schématiquement une architecture de manche de pilotage selon un mode de réalisation de l’invention.
La figure 2 est une vue en perspective d’un levier et d’un joint mécanique d’un exemple de réalisation d’un mini-manche.
La figure 3 est une vue en coupe d’un exemple de réalisation d’un dispositif d’application d’effort conforme à un mode de réalisation de l’invention.
La figure 4 est une vue éclatée de l’exemple de réalisation de la figure 3.
DESCRIPTION DETAILLEE D’UN MODE DE REALISATION
Architecture d’ensemble du système de pilotage
On a représenté en Figure 1 une architecture fonctionnelle de système de pilotage d’un aéronef selon ses axes de roulis et de tangage comprenant notamment un mini-manche de pilotage. Le mini-manche se trouve typiquement dans le cockpit de l’aéronef. Sur cette figure, les traits plus épais entre deux unités fonctionnelles correspondent à des liaisons mécaniques. Les autres liaisons fléchées sont des liaisons électroniques par lesquelles peuvent circuler des données.
Le système comprend un levier 1 de commande monté rotatif sur une platine d’un joint mécanique 2 selon un axe X de roulis et un axe Y de tangage du levier, les deux axes étant orthogonaux. Le joint mécanique 2 est fixé à un bâti solidaire du plancher du cockpit de l’aéronef.
Des capteurs de position, de préférence un capteur 4a associé à l’axe de roulis et un capteur 4b associé à l’axe de tangage, communiquent des signaux électroniques de position rotative du levier 1 respectivement selon les axes X et Y à un calculateur 7. Le calculateur 7 réalise le pilotage du dispositif d’application d’effort pour réaliser une loi d’effort prédéterminée. Le calculateur 7 comprend une interface électronique pour recevoir lesdits signaux de position. De façon optionnelle, les capteurs 4a et 4b communiquent également des informations de vitesse de rotation du levier 1 selon ces axes. Les informations de position/vitesse du levier sont traduites en signaux de commande de pilotage de parties mobiles de l’aéronef par une unité 8 de commande de vol, ou FCS pour « Flight Control System ».
Comme il sera décrit ci-après, l’unité 8 de commande est également configurée pour déterminer, en fonction des informations de position/vitesse du levier et éventuellement d’autres informations, des commandes d’application d’effort sur le levier 1 . Le calculateur 7 détermine, en fonction des commandes d’application d’effort, des signaux de commande du dispositif d’application d’effort associé au mini-manche.
Dans le présent exemple, le dispositif d’application d’effort comprend un moteur électrique 3a associé à un arbre 13 d’axe A lié à l’axe X de roulis du levier. Par « lié à l’axe » on entend qu’un mécanisme de liaison existe entre l’arbre d’axe A et un élément du joint 2 mis en mouvement lorsque le levier pivote selon l’axe X. De même, le dispositif comprend un moteur électrique 3b associé à un arbre d’axe B lié à l’axe Y de tangage du levier. En alternative, le moteur 3a pourrait être agencé pour agir directement sur l’axe X via un arbre tournant lié au joint 2 et le moteur 3b pourrait être agencé pour agir directement sur l’axe Y via un arbre tournant lié au joint 2.
Le système de pilotage comprend également des capteurs d’effort 6a et 6b mesurant respectivement le couple exercé sur le levier en pivotement selon l’axe X et selon l’axe Y. Il s’agit par exemple de jauges de contrainte, typiquement du type capacitif ou piézoélectrique. Les capteurs d’effort 6a, 6b peuvent être fixés sur le levier 1 ou sur toute pièce solidaire en mouvement du levier 1 susceptible de recevoir les efforts appliqués par un pilote sur le manche.
De tels capteurs sont notamment utiles si le système de pilotage comprend un mode de pilotage en effort, dans lequel le levier est immobilisé et l’unité de commande 8 détermine des signaux de commande des parties mobiles de l’aéronef en fonction des efforts appliqués sur le levier 1 .
La Figure 2 représente un exemple de réalisation. Le levier 1 est agencé sur un joint mécanique 2 fixé à un bâti 9 solidarisé à un châssis de l’aéronef. Les moteurs 3a et 3b (non visibles) sont déportés du levier.
Le levier 1 est libre à une extrémité et fixé à une première platine 1 1 à l’autre extrémité. La première platine 1 1 est mobile en rotation selon l’axe X et selon l’axe Y et est liée à une deuxième platine 10 du joint 2. L’axe X est lié à la première platine 1 1 de sorte qu’un pivotement de la première platine 1 1 autour de l’axe Y fait pivoter l’axe X autour de l’axe Y.
Deux transmissions, comprenant chacune un joint de Cardan, traduisent un mouvement de rotation du levier selon l’axe X, respectivement selon l’axe Y, en un mouvement de rotation d’un arbre (non représenté) s’étendant selon l’axe A, respectivement selon l’axe B.
Les moteurs 3a et 3b sont ainsi en prise directe sur le joint mécanique 2 et peuvent transmettre un effort résistif ou moteur en réponse aux mouvements de pivotement du levier 1 par le pilote, selon une loi d’effort ou une loi d’amortissement prédéterminée. Pour plus de détails sur la structure du joint 2 et sur la liaison mécanique avec les moteurs 3a et 3b, on pourra se référer à la Figure 1 du document FR 3 01 1 815 et à la description y afférente.
Dispositif mécanique d’application d’effort
Le système de pilotage comprend en outre une voie de secours mécanique configurée pour empêcher que la rotation du levier ne soit complètement libre en cas de défaillance électrique affectant un moteur de retour d’effort (Figure 3). La voie de secours mécanique comprend en particulier un dispositif d’application d’effort 20 mécanique comprenant :
- un carter 24, configuré pour être fixe par rapport à l’aéronef,
- au moins un électroaimant 22, monté sur le carter 24,
- un actionneur 30, monté sur l’arbre 13, ledit actionneur 30 étant mobile en translation par rapport à l’arbre 13 le long de l’axe A, l’actionneur 30 comprenant un matériau magnétique de sorte que l’alimentation en courant électrique de l’électroaimant 22 déplace l’actionneur 30 et
- un dispositif d’accouplement 40, 50 comprenant un engrènement d’entrée 40 monté fixe par rapport au carter 24 et un engrènement de sortie 50 monté sur l’actionneur 30 par l’intermédiaire d’une pièce de fixation 60, ladite pièce de fixation 60 étant configurée de sorte à permettre un débattement angulaire limité entre l’engrènement de sortie 50 et l’arbre 13 autour de l’axe A et à autoriser la translation de l’engrènement de sortie 50 et de l’actionneur 30 le long de l’axe A.
Dans une forme de réalisation, chaque moteur du système de pilotage comprend un tel dispositif d’application d’effort 20 mécanique, monté sur son arbre 13. A un moteur est donc associé un dispositif d’application d’effort 20.
Par souci de simplification, seul l’un des dispositifs 20 d’application du système de pilotage va être décrit plus en détails et illustré dans ce qui suit, le deuxième dispositif d’application d’effort 20 étant identique. Electroaimant
L’électroaimant 22 est alimenté en courant électrique par le système de pilotage. Par conséquent, lorsque le système de pilotage est actif et fonctionnel, l’électroaimant 22 transforme le courant électrique en champ magnétique. En revanche, lorsque le système de pilotage est éteint, ou lors d’une panne électrique, l’électroaimant 22 ne produit pas de champ magnétique.
L’électroaimant 22 est monté fixement en translation sur l’arbre 13.
Actionneur 30
L’actionneur 30 étant réalisé par un matériau magnétique, il est déplacé par l’électroaimant 22 lorsque le système de pilotage est actif et fonctionnel, sous l’effet du champ magnétique qu’il produit. Dans l’exemple de réalisation illustré sur les figures, dans lequel l’actionneur 30 s’étend entre le dispositif 20 d’accouplement 40, 50 et l’électroaimant 22, la polarité du matériau constitutif de l’actionneur 30 est choisie de sorte que le déplacement induit par l’électroaimant 22 soit dans un sens d’éloignement par rapport à l’électroaimant 22.
Dans une première forme de réalisation, l’actionneur 30 peut être intégralement réalisé dans le matériau magnétique. En variante, seule une partie de l’actionneur 30 est réalisé dans un tel matériau.
Dans un exemple de réalisation, l’actionneur 30 comprend une bordure 32 annulaire réalisée dans le matériau magnétique. Par matériau magnétique, on comprendra ici un matériau métallique réagissant au champ magnétique généré par l’électroaimant 22 de sorte que l’alimentation en courant électrique déplace l’actionneur 30. Par exemple, l’actionneur 30 peut être réalisé en fer doux. Une série d’orifices traversants 34 sont formés dans la bordure 32 de l’actionneur 30 afin de permettre sa fixation notamment sur la pièce de fixation 60, et de manière optionnelle sur l’engrènement de sortie 50. Enqrènement de sortie 50 du dispositif d’accouplement 40, 50
L’engrènement de sortie 50 peut comprendre une couronne 52 annulaire réalisée dans un matériau suffisamment robuste pour transmettre des efforts de couplage capables de bloquer en rotation l’arbre 13 du moteur. Par exemple, l’engrènement de sortie 50 peut être réalisé en inox 15-5 PH.
L’engrènement de sortie 50 est relié à l’actionneur 30 de sorte que le déplacement de l’actionneur 30 induit un déplacement de l’engrènement de sortie 50.
Par ailleurs, l’engrènement de sortie 50 comprend des moyens de solidarisation 54 configurés pour coopérer avec des moyens de solidarisation 42 complémentaires de l’engrènement d’entrée 40 afin de les solidariser en rotation lorsque l’actionneur 30 déplace l’engrènement de sortie 50 vers l’engrènement d’entrée 40. Les moyens de solidarisation 54 s’étendent (ou sont formés dans) la face de la couronne 52 annulaire qui est en face de l’engrènement d’entrée 40.
Pièce de fixation 60
La pièce de fixation 60 peut comprendre un anneau central 62 configuré pour permettre sa fixation sur l’arbre 13 et une partie radiale 64 configurée pour être fixée sur l’actionneur 30 et l’engrènement de sortie 50.
Dans une première forme de réalisation, la pièce de fixation 60 comprend alors également une bague 68 dans la face interne de laquelle peuvent être formées des cannelures 69, s’étendant sensiblement parallèlement à l’axe A de l’arbre 13, de forme et de dimension correspondantes à des gorges associées formées dans l’arbre 13, ainsi qu’un écrou 14. L’engagement des cannelures 69 de la bague 68 dans les gorges de l’arbre 13 et l’écrou 14 permettent ainsi de solidariser en rotation et en translation la bague 68 et l’arbre 13.
L’anneau central 62 est relié fixement en translation et en rotation à la bague 68. Par exemple, une série de trous traversants 70, de forme et de dimensions complémentaires de trous traversants 63 formés dans l’anneau central 62 et placés sont alors formés dans une collerette de la bague 68 afin de permettre la fixation de l’anneau central 62 sur la bague 68 grâce à l’insertion d’axes de fixation à travers les trous lorsqu’ils sont placés en regard.
Dans une deuxième forme de réalisation, les cannelures 68 (ou les gorges, respectivement) sont formées directement dans la face interne de l’anneau central 62, l’anneau central 62 étant alors directement fixé sur l’arbre 13 par mise en correspondance de ses cannelures 68 (ou de ses gorges, respectivement) avec les gorges (respectivement les cannelures 68) de l’arbre 13.
La partie radiale 64 de la pièce de fixation 60 comprend un pourtour
65 sensiblement annulaire qui est relié à l’anneau central 62 par l’intermédiaire d’une série de pattes 66 de sorte à les rendre solidaires. Le diamètre de l’anneau central 62 est inférieur au diamètre du pourtour 65 de sorte que l’anneau se situe à l’intérieur du pourtour 65. Dans une forme de réalisation, le pourtour 65 est discontinu et formé de plusieurs segments d’anneau, chaque segment d’anneau étant connecté à l’anneau central 62 par l’intermédiaire d’une patte 66. Chaque patte 66 peut en outre être courbe, comme illustré sur la figure 4.
L’ensemble formé de l’anneau central 62, du pourtour 65 et des pattes
66 constitue alors un ressort présentant une raideur de torsion supérieure à sa raideur axiale, afin d’autoriser un débattement axial de l’engrènement de sortie 50 et de l’actionneur 30, mais de limiter leur débattement angulaire autour de l’axe A. De préférence, ce ressort (62, 65, 66) est fixe sur la bague 68 dans un état précontraint (ou préchargé) de telle sorte que lorsque l’électroaimant 22 n’est pas alimenté, le ressort exerce un effort de rappel sur l’actionneur 30 et sur l’engrènement de sortie 50 en direction de l’engrènement d’entrée 40.
Par exemple, la pièce de fixation 60 peut comprendre une plaque flexible (« flex plate » en anglais), l’anneau central 62, les pattes 66 et le pourtour 65 segmenté étant alors réalisés dans une feuille métallique. Dans cet exemple de réalisation, la plaque flexible peut être rapportée et fixée sur une bague 68 comme décrite ci-dessus afin de permettre sa fixation sur l’arbre 13. Par exemple, la plaque flexible peut être réalisée dans une feuille de X10 CrNil 8-8présentant une épaisseur de 0.5 mm.
Dans une forme de réalisation, l’engrènement de sortie 50 est fixé sur la partie radiale 64, l’actionneur 30 pouvant être fixé soit sur l’anneau central 62 soit sur la partie radiale 64 également. De préférence, lorsque la pièce de fixation 60 comprend un ressort (62, 65, 66), l’actionneur 30 est fixé sur la partie radiale 64 de sorte que l’actionneur 30 est ramené, avec l’engrènement d’entrée 40, vers l’engrènement de sortie 50 en l’absence d’alimentation en courant électrique de l’électroaimant. Par exemple, une série d’orifices traversants 57 peuvent être formés dans la couronne 52 de l’engrènement de sortie 50 afin de permettre sa fixation sur le pourtour 65 de la partie radiale 64. Plus précisément, les orifices traversants 57 de l’engrènement de sortie 50 sont configurés pour venir en regard d’orifices traversants 67 formés dans le pourtour 65 de sorte à permettre l’insertion de tiges de fixation et leur solidarisation. Dans une forme de réalisation, les orifices traversants 57 peuvent être formés dans des protubérances 56 faisant saillie de la couronne 52 annulaire.
Dans l’exemple de réalisation illustré sur les figures, l’actionneur 30 est également fixé sur la partie radiale 64.
Pour cela, une série d’orifices traversants peuvent par exemple être dans la bordure 32 annulaire, de forme et de dimensions complémentaires des orifices traversants de la couronne 52 annulaire de l’engrènement de sortie 50 et du pourtour 65 de la partie radiale 64 afin de permettre leur mise en correspondante et leur fixation mutuelle par la série d’axes A de fixation.
Enqrènement d’entée du dispositif 20 d’accouplement 40, 50
L’engrènement d’entrée 40 est monté fixe par rapport au carter 24, c’est-à-dire sur une pièce fixe encastrée sur l’aéronef.
Pour cela, dans une première forme de réalisation, l’engrènement d’entrée 40 peut être monté directement sur le carter 24. En variante, l’engrènement d’entrée 40 peut être monté sur un limiteur de couple 26 qui est lui-même monté sur le carter 24. Un limiteur de couple
26 comprend, de manière connue en soi, une entrée 27, une sortie 29, et une zone d’accouplement 28 connectant l’entrée 27 et la sortie 29. La zone d’accouplement 28 est dimensionnée en fonction d’un couple maximal admissible. A la manière d’un fusible, lorsque le couple appliqué à l’entrée 27 du limiteur de couple 26 reste inférieur au couple maximal admissible (la sortie 29 étant montée fixe sur le carter 24 et n’étant donc pas sollicitée en torsion), la zone d’accouplement 28 transmet directement le couple de l’entrée 27 à la sortie 29 du limiteur 26. En revanche, lorsque ce couple dépasse ce couple maximal admissible, la zone d’accouplement 28 patine et autorise la rotation. En d’autres termes, aucun mouvement relatif de l’entrée
27 par rapport à la sortie 29 n’est possible, de sorte que, lorsqu’un couple inférieur au couple maximal admissible est appliqué sur l’entrée 27 du limiteur de couple 26 (correspondant à un certain effort appliqué sur le levier 1 ), aucun mouvement de l’entrée 27 n’est possible. Il en découle que l’arbre 13 et le levier 1 sont donc bloqués en mouvement. Comme nous le verrons par la suite, la fixation de l’engrènement d’entrée 40 sur le carter 24 par l’intermédiaire d’un limiteur de couple 26 permet de protéger le système de pilotage pour des cas de couple limite dépassant celui du cas de grippage.
Les moyens de solidarisation 54, 42 de l’engrènement d’entrée 40 et de l’engrènement de sortie 50 peuvent former un crabot. Par exemple, l’un parmi l’engrènement d’entrée 40 et l’engrènement de sortie 50 peut comprendre au moins une dent, de préférence plusieurs, tandis que l’autre parmi l’engrènement de sortie 50 et l’engrènement d’entrée 40 comprend au moins autant de logements de forme et de dimensions complémentaires. Dans l’exemple de réalisation illustré, le crabot comprend trois dents 54 et trois logements 42 complémentaires.
L’insertion des dents 54 dans les logements 42 permet alors de solidariser en rotation l’engrènement d’entrée 40 et l’engrènement de sortie 50, et donc d’engager le carter 24 (ou en variante l’entrée 27 du limiteur de couple 26) avec l’arbre 13 par l’intermédiaire de la pièce de fixation 60. Fonctionnement du dispositif 20 mécanique d’application d’effort
Le dispositif d’application d’effort 20 mécanique fonctionne alors comme suit.
En fonctionnement normal du système de pilotage, c’est-à-dire en l’absence de défaillance électrique ou mécanique au niveau d’un des moteurs ou de panne sur la chaîne de traitement des signaux de commande des moteurs, l’électroaimant 22 est alimenté en courant électrique et produit un champ magnétique exerçant un effort de rappel de l’actionneur 30 vers l’électroaimant 22 supérieur à la précontrainte appliquée par la pièce de fixation 60. L’actionneur 30 est alors déplacé sous l’effet du champ magnétique jusqu’à atteindre une première position d’équilibre. Typiquement, dans l’exemple de réalisation illustré sur les figures, l’actionneur 30 est attiré par l’électroaimant 22 et se déplace vers le haut. On notera toutefois qu’un jeu subsiste entre l’actionneur 30 et l’électroaimant 22, un contact risquant de générer un couple de friction lors du déplacement du levier 1 (l’actionneur 30 étant solidaire en rotation de l’arbre 13 tandis que l’électroaimant 22 est fixe en rotation). Le cas échéant, le dispositif 20 peut en outre comprendre une butée contre laquelle l’actionneur 30 est configuré pour venir en contact lorsque l’électroaimant est alimenté.
L’engrènement de sortie 50 étant solidaire en translation de l’actionneur 30 grâce à la pièce de fixation 60, celui-ci se déplace également vers le haut jusqu’à atteindre une position de repos.. Dans cette position de repos, l’engrènement de sortie 50 et l’engrènement d’entrée 40 sont désengagés.
L’actionneur 30, la pièce de fixation 60 et l’engrènement de sortie 50 sont donc mobiles en rotation avec l’arbre 13 (par l’intermédiaire de leur fixation grâce à l’engagement des cannelures 68 dans les gorges).
L’arbre 13 est donc libre en rotation, aucun des éléments du dispositif d’application d’effort 20 ne bloquant sa rotation. En cas de panne du système de pilotage, et en particulier en cas de défaillance électrique ou mécanique au niveau d’un des moteurs ou de panne sur la chaîne de traitement des signaux de commande des moteurs, l’électroaimant 22 n’est plus alimenté en courant électrique et ne produit donc plus de champ magnétique. N’étant plus sollicité par le champ magnétique l’actionneur 30 est alors déplacé dans la direction inverse sous l’effet de la précontrainte appliquée par la pièce de fixation 60, jusqu’à atteindre une deuxième position d’équilibre, différente de la première position d’équilibre. Typiquement, dans l’exemple de réalisation illustré sur les figures, l’actionneur 30 n’est plus attiré par l’électroaimant 22 et se déplace vers le bas.
L’engrènement de sortie 50 étant solidaire en translation de l’actionneur 30 grâce à la pièce de fixation 60, celui-ci se déplace également vers le bas jusqu’à venir en contact avec l’engrènement d’entrée 40.
La pièce de fixation 60 permet alors l’insertion des dents 54 de l’un dans les logements 42 de l’autre en cas de désalignement.
Le crabotage de l’engrènement d’entrée 40 et de l’engrènement de sortie 50 permet alors d’accoupler le carter 24 (le cas échéant par l’intermédiaire du limiteur de couple 26) et l’arbre 13 du moteur.
Dans cette position, l’engrènement de sortie 50 est donc sensiblement fixe angulairement, puisqu’il est accouplé à l’engrènement d’entrée 40 qui est monté fixe par rapport au carter 24. Par conséquent, la pièce de fixation 60, sur laquelle est monté l’engrènement de sortie 50, est également fixe en rotation. Or, cette pièce de fixation 60 est elle-même montée fixement sur l’arbre 13, grâce à la mise en correspondance des cannelures 68 et des gorges. Il en découle que l’arbre 13 du moteur est immobilisé en rotation.
Par conséquent, le système de pilotage est dépourvu de dispositif 20 de retour d’effort actif, les arbre 13s de ses deux moteurs étant immobilisés (la panne du système de pilotage impactant les deux moteurs et les deux dispositif 20s d’application d’effort associés).
Lors de la panne du système de pilotage, le levier est alors immobilisé dans sa dernière position, même s’il n’était pas en position neutre, puisque les arbre 13s des moteurs sont immobilisés. Le dispositif d’application d’effort 20 forme donc une voie de secours mécanique qui empêche la rotation du levier en cas de défaillance électrique affectant le moteur associé.
De plus, le levier ne peut pas basculer dans un mode où le pilote peut pivoter librement le levier sans ressentir un effort résistif. Au contraire, le levier reste fixe en rotation et le pilotage de l’aéronef se fait en effort, grâce aux capteurs de force 6a, 6b. Plus précisément, le levier étant bloqué et ne pouvant plus pivoter selon les axe As X et Y, de les efforts appliqués par le pilote sur le levier sont mesurés par les capteurs de force 6a, 6b. Les mesures fournies par ces capteurs de force 6a, 6b, sont ensuite transmises à l’unité de commande, qui est configurée pour déterminer des signaux de commande des parties mobiles de l’aéronef en fonction des efforts mesurés par ces capteurs d’effort 6a, 6b et permettre ainsi le pilotage de l’aéronef en mode dégradé.
En cas de grippage de tout ou partie de la chaîne mécanique du manche, l’effort appliqué par l’arbre 13 sur le dispositif d’accouplement 40, 50 devient très important.
De manière connue en soi, le joint mécanique 2 est constitué de plusieurs pièces et est configuré pour résister à plusieurs cas de charges de valeurs différentes, typiquement un premier cas de charge dit « de grippage » et un deuxième cas de charge dit « de butée », le cas de charge de butée étant plus important que celui de grippage. Les pièces sollicitées pour chacun de ces cas de charges ne sont pas identiques. Autrement dit, dans le joint mécanique 2, certaines pièces sont dimensionnées pour résister au cas de charge de grippage et d’autres pièces sont dimensionnées pour le cas de charge de butée.
Toutefois, lorsque le dispositif 20 d’accouplement 40, 50 est craboté, c’est-à-dire que les moyens de solidarisation 54 de l’engrènement d’entrée 40 et de sortie sont en prise et que le levier 2 est bloqué en position, les pièces dimensionnées pour le cas de grippage sont susceptibles d’être exposées au cas de charge de butée. Lorsque le dispositif 20 d’accouplement 40, 50 est directement connecté au carter 24, un redimensionnement de ces pièces à la hausse est donc nécessaire afin que celles-ci soient capables de supporter sans s’endommager les efforts quel que soit le cas de charge, ce qui risque de nuire à l’encombrement du joint mécanique 2 et du système de pilotage de manière plus générale
En variante, lorsque le dispositif 20 d’accouplement 40, 50 est fixé sur l’entrée 27 d’un limiteur de couple 26 et que le couple appliqué à cette entrée dépasse le couple maximal admissible par ce limiteur de couple 26 (réglé pour avoir un glissement au-dessus d’un couple équivalent au cas de charge de grippage), la zone d’accouplement 28 patine et autorise alors la rotation de l’arbre 13, ce qui permet de passer le relais aux pièces spécifiquement dimensionnées pour le cas de charge de butée et évite par conséquent de surdimensionner les pièces conçues pour le cas de charge de grippage.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif (20) d’application d’effort pour un manche de pilotage d’un aéronef, dans lequel le manche de pilotage comprend un levier (1 ) de commande relié à au moins un moteur (3a, 3b) comprenant un arbre (13) d’entraînement mobile en rotation autour d’un axe (A), le dispositif d’application d’effort comprenant :
- un carter (24), configuré pour être fixe par rapport à l’aéronef un électroaimant (22), monté sur le carter (24), - un actionneur (30), monté sur l’arbre (13), ledit actionneur (30) étant mobile en translation par rapport à l’arbre (13) le long de l’axe (A), l’actionneur (30) comprenant un matériau magnétique et
- un dispositif d’accouplement comprenant un engrènement d’entrée (40) monté fixe par rapport au carter (24) et un engrènement de sortie (50) relié à l’actionneur (30) par l’intermédiaire d’une pièce de fixation (60), ladite pièce de fixation (60) étant configurée de sorte à permettre un débattement angulaire limité entre l’engrènement de sortie (50) et l’arbre (13) autour de l’axe (A) et à autoriser la translation de l’actionneur (30) de l’engrènement de sortie (50) le long de l’axe (A).
2. Dispositif (20) selon la revendication 1 , dans lequel la pièce de fixation (60) comprend un ressort (62, 64) présentant une raideur de torsion et une raideur axiale, la raideur de torsion étant supérieure à la raideur axiale, de préférence au moins trois fois plus grande.
3. Dispositif (20) selon la revendication 2, dans lequel la pièce de fixation (60) comprend une plaque flexible.
4. Dispositif (20) selon l’une des revendications 2 ou 3, dans lequel la pièce de fixation (60) est précontrainte et applique un effort sur l’actionneur
(30) et sur l’engrènement de sortie (40), de sorte que lorsque l’électroaimant (22) n’est pas alimenté, la pièce de fixation (60) exerce un effort de rappel sur l’actionneur (30) et sur l’engrènement de sortie (50) en direction de l’engrènement d’entrée (40).
5. Dispositif (20) selon l’une des revendications 2 à 4, dans lequel la pièce de fixation (60) comprend en outre une bague (68) comprenant des moyens d’engagement (69), l’arbre (13) comprenant des moyens d’engagement de forme et de dimension correspondantes de sorte que leur engagement mutuel permet de solidariser en rotation la bague (68) et l’arbre (13) autour de l’axe (A).
6. Dispositif (20) selon la revendication 5, dans lequel le ressort (62, 64) comprend une première portion (62) fixée sur la bague (68) et une deuxième portion (64) fixée sur l’engrènement de sortie (50).
7. Dispositif (20) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel l’un parmi l’engrènement d’entrée (40) et l’engrènement de sortie (50) comprend au moins une dent (54), l’autre comprenant au moins un logement (42) complémentaire, la dent (54) étant configurée pour pénétrer dans le logement (42) pour bloquer l’engrènement de sortie (50) en rotation par rapport à l’engrènement d’entrée (40) lorsque l’actionneur (30) déplace l’engrènement de sortie (50) vers l’engrènement d’entrée (40).
8. Dispositif (20) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel l’engrènement d’entrée (40) est monté fixement sur une entrée (27) d’un limiteur de couple (26), une sortie (29) dudit limiteur de couple (26) étant montée fixement sur le carter (24).
9. Dispositif (20) selon l’une des revendications 1 à 8, comprenant deux moteurs (3a, 3b) comprenant chacun un arbre (13) d’entraînement mobile en rotation autour d’un axe (A) associé, un électroaimant (22), un actionneur (30), un carter (24), un dispositif d’accouplement et une pièce de fixation (60) étant associés à chaque arbre (13). 10. Dispositif (20) selon l’une des revendications 1 à 9, comprenant en outre un premier et un deuxième capteur d’effort (6a, 6b), fixés sur le levier (1 ), et une unité de commande (8) configurée pour déterminer des signaux de commande de parties mobiles de l’aéronef en fonction des efforts mesurés par le premier et le deuxième capteur d’effort.
11. Manche de pilotage d’un aéronef comprenant un levier (1 ) de commande relié à au moins un moteur (3a, 3b) comprenant un arbre (13) d’entraînement mobile en rotation autour d’un axe (A) et un dispositif (20) d’application d’effort selon l’une des revendications 1 à 10.
12. Manche de pilotage selon la revendication 11 , comprenant en outre au moins un capteur d’effort (6a, 6b), monté sur le levier (1 ) ou sur une pièce monobloc du levier (1 ) de sorte à détecter un effort appliqué sur le levier (1 ) par un pilote, et des moyens de transmission d’un effort fourni par le capteur d’effort à une unité de commande (8) configurée pour déterminer des signaux de commande de parties mobiles de l’aéronef en fonction des efforts mesurés par le premier et le deuxième capteur d’effort.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11312479B2 (en) * 2018-12-28 2022-04-26 Safran Electronics & Defense Force application device for a control stick of an aircraft

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3091262A1 (fr) * 2018-12-28 2020-07-03 Safran Electronics & Defense Dispositif d’application d’effort pour un manche de pilotage d’un aéronef
FR3102459B1 (fr) * 2019-10-23 2021-09-24 Safran Electronics & Defense Dispositif d’application d’effort pour manche de pilotage en situation de manque de courant

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2631170A1 (fr) * 2012-02-23 2013-08-28 Sagem Defense Securite Dispositif pour générer des efforts de rappel pour des manches tels que des manches d'aéronefs
FR3011815A1 (fr) 2013-10-15 2015-04-17 Sagem Defense Securite Dispositif de commande de vol d'un aeronef
FR3025493A1 (fr) * 2014-09-09 2016-03-11 Sagem Defense Securite Dispositif de manche de commande de vol d'aeronef a retour d'effort avec voie de secours
EP3271244A1 (fr) * 2015-03-16 2018-01-24 Safran Electronics & Defense Dispositif de commande de vol d'un aeronef

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2643331B1 (fr) * 1989-02-17 1995-01-13 Aerospatiale Dispositif de commande a manche basculant et systeme de commande de vol pour aeronef comportant au moins un tel dispositif de commande
FR2943316B1 (fr) * 2009-03-18 2012-09-14 Airbus France Procede d'uniformisation de la commande de poussee des moteurs d'un aeronef
FR2954835B1 (fr) * 2009-12-30 2012-04-13 Ratier Figeac Soc Dispositif de pilotage de vehicule a actionneur electromagnetique
FR2991663B1 (fr) * 2012-06-07 2014-06-13 Sagem Defense Securite Minimanche de pilotage d'un aeronef
EP2826707B1 (fr) * 2013-07-16 2022-05-11 Tactilair Limited Système de rétroaction pour un élément de commande de vol d'un aéronef
FR3019327A1 (fr) * 2014-04-01 2015-10-02 Toulouse Inst Nat Polytech Dispositif de commande passif magnetique
US9829909B2 (en) * 2014-10-30 2017-11-28 Kurimoto, Ltd. Stick device and radio control transmitter using the same
CN107200129B (zh) * 2017-06-22 2023-03-31 武汉科技大学 一种耦合驱动仿生扑翼飞行器
FR3086076B1 (fr) * 2018-09-13 2021-07-30 Safran Electronics & Defense Dispositif d'application d'effort pour un mini-manche actif
FR3091262A1 (fr) * 2018-12-28 2020-07-03 Safran Electronics & Defense Dispositif d’application d’effort pour un manche de pilotage d’un aéronef
WO2020136357A1 (fr) * 2018-12-28 2020-07-02 Safran Electronics & Defense Dispositif d'application d'effort pour un manche de pilotage d'un aéronef
FR3091260B1 (fr) * 2018-12-28 2020-12-25 Safran Electronics & Defense Dispositif d’application d’effort pour un manche de pilotage d’un aéronef
FR3095804B1 (fr) * 2019-05-06 2021-09-24 Safran Electronics & Defense Dispositif d’application d’effort pour manche de pilotage
FR3102459B1 (fr) * 2019-10-23 2021-09-24 Safran Electronics & Defense Dispositif d’application d’effort pour manche de pilotage en situation de manque de courant

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2631170A1 (fr) * 2012-02-23 2013-08-28 Sagem Defense Securite Dispositif pour générer des efforts de rappel pour des manches tels que des manches d'aéronefs
FR3011815A1 (fr) 2013-10-15 2015-04-17 Sagem Defense Securite Dispositif de commande de vol d'un aeronef
FR3025493A1 (fr) * 2014-09-09 2016-03-11 Sagem Defense Securite Dispositif de manche de commande de vol d'aeronef a retour d'effort avec voie de secours
EP3271244A1 (fr) * 2015-03-16 2018-01-24 Safran Electronics & Defense Dispositif de commande de vol d'un aeronef

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11312479B2 (en) * 2018-12-28 2022-04-26 Safran Electronics & Defense Force application device for a control stick of an aircraft

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