WO2024110723A1 - Système de commande universel d'un compensateur de vol à voie principale active et voie de secours passive - Google Patents

Système de commande universel d'un compensateur de vol à voie principale active et voie de secours passive Download PDF

Info

Publication number
WO2024110723A1
WO2024110723A1 PCT/FR2023/051815 FR2023051815W WO2024110723A1 WO 2024110723 A1 WO2024110723 A1 WO 2024110723A1 FR 2023051815 W FR2023051815 W FR 2023051815W WO 2024110723 A1 WO2024110723 A1 WO 2024110723A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
force feedback
feedback means
main
control member
control
Prior art date
Application number
PCT/FR2023/051815
Other languages
English (en)
Inventor
Gilles GALLERON
Jérôme Piaton
Pascal Coppee
Yoann CHARON
Original Assignee
Safran Electronics & Defense
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Electronics & Defense filed Critical Safran Electronics & Defense
Publication of WO2024110723A1 publication Critical patent/WO2024110723A1/fr

Links

Classifications

    • 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
    • B64C13/10—Initiating means actuated personally comprising warning devices
    • 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
    • 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

Definitions

  • TITLE Universal control system for a flight trim with active main channel and passive emergency channel
  • the present invention relates, in general, to flight control systems for aircraft and relates more particularly to a flight compensator for an aircraft, in particular for a helicopter.
  • the main force feedback means comprises a torque sensor between the electric motor and the control member and/or comprises a loop for controlling the supply current of the electric motor.
  • the force feedback emergency means comprises a damping motor.
  • the main force feedback means is linked to the control member via a clutch and/or a safety pin, and in which the monitoring module is configured to, in the event of failure of the main force feedback means, decouple the main force feedback means from the control member and to couple the emergency force feedback means to the control member.
  • control system comprises a main shaft connecting the control member to the main force feedback means and/or to the emergency force feedback means, and at least one angular position sensor of the main shaft .
  • the invention also relates to a helicopter comprising three systems as defined above, respectively for controlling the collective axis, the cyclic axis, and the yaw, and an on-board computer controlling each control unit.
  • FIG. 1 shows schematically a universal control system 1 of a flight compensator of an aircraft 2 according to the invention.
  • the aircraft is for example a helicopter comprising said system 1 controlling the collective axis, the cyclic axis or the yaw of said helicopter.
  • the control system 1 comprises a frame (not shown) as well as a control member 3 pivotally mounted relative to the frame around at least one axis of rotation 5.
  • the control member 3 is for example a control stick 3 and allows for example to control the collective axis, the cyclic axis or the yaw of the aircraft 2.
  • the frame includes mechanical stops 7 against which the control member 3 abuts to limit its angular travel.
  • the main means 9 comprises an electric motor 11 and is connected to the control member 3 via a main shaft 13 of the control system 1.
  • the electric motor 11 is for example a three-phase synchronous motor with permanent magnets, and/or a brushed motor, and/or piezoelectric motor.
  • the main force feedback means 9 comprises a position and/or speed sensor 15 configured to measure the position and/or speed of the electric motor 11.
  • the main means 9 comprises a clutch 21 and/or a safety pin 23.
  • the control system 1 also comprises an emergency force feedback means 25 connected to the control member 3, for example by the main shaft 13.
  • the emergency means 25 is a passive force feedback means and therefore makes it possible to guarantee the security of the system 1, only in the case where the main active means 9 breaks down. In nominal operation, the emergency means 25 does not influence the force feedback on the control member 3. This emergency means 25 thus contributes to the free configuration of the force feedback by the main force feedback means 9. effort.
  • the emergency means 25 optionally comprises a clutch 27 making it possible to decouple the emergency means 25 from the control member 3 in nominal mode and to couple it during a breakdown, that is to say when the main means is unusable and/or disconnected.
  • the emergency means 25 further comprises a dry friction module 29, the friction generating a return of force to the control member.
  • the emergency means 25 comprises a controllable brake with lack of current (not shown). This brake has the particularity of only activating when it is no longer powered, for example during a power outage and thus making it possible to generate and transmit a force between the friction module 29 and the main shaft 13 even without the main means being powered.
  • the controllable brake comprises a friction module 29 associated with a clutch 27 controlled in “all or nothing” mode.
  • the emergency means 25 includes a damping motor 31, particularly useful when a friction module 29 is present so as to smooth out torque fluctuations due to friction.
  • the emergency means 25 comprises a gear 33 and, optionally, a safety pin 35.
  • the gear 33 may include a reduction gearbox to adapt the forces provided.
  • System 1 also includes a control unit 37 of the main means 9. This control is digital and is carried out in closed and/or open loop.
  • control unit 37 also controls the emergency means 25, in particular the clutch 27.
  • the control unit 37 comprises a control module 39 of the main force feedback means 9, as well as a monitoring module 41 of the main means 9.
  • the control module 39 carries out force law calculations in a loop closed using certain information provided by the torque sensor 17.
  • the monitoring module 41 is configured to decouple the main force feedback means 9 and to couple, if necessary, the emergency means 25 for force feedback to the control member 3.
  • the monitoring means 41 sends a setpoint to the clutches 21 and 27 for this purpose, for example during a breakdown of the main force feedback means 9 ' effort. Clutches 21 and 27 are complementary, one is engaged while the other is disengaged.
  • the control unit 37 and the electric motor 11 are configured to simulate a force law of a spring and/or a force law of a friction module. Any force law of different form can also be generated by the electric motor 1 1 under the instructions of the pilot or an on-board computer.
  • the system 1 optionally comprises one or more angular position sensors 43 of the main shaft 13. These sensors communicate with the control unit 37.
  • a sensor 43 is for example of the rotary variable differential transformer type also called RVDT sensor, or of resolver type, hall effect sensor, potentiometer or any other type of sensor.
  • each angular position sensor 43 is connected to the main shaft 13 by a safety pin 45, making it possible to separate said sensor 43 from the main shaft 13, in the event of a breakdown of the sensor 43 for example.
  • the control unit 37 receives information from the position 15, torque 17 and angular position 43 sensors, as well as from an on-board computer 46. Using this information, the control module 39 controls current the electric motor 11 and the monitoring module 41 control the clutch 21 and the clutch 27 using current.
  • the system 1 does not include a torque sensor 17, because it could be considered imposing and expensive, and the control unit can implement an open loop for controlling the supply current of the electric motor 1 1 with static and dynamic compensation, respectively to overcome static and viscous friction.
  • the supply current control loop gives an image of the applied force.
  • control unit 37 implements a first control loop in the position of the control member 3.
  • the control unit 37 can, if necessary, integrate the current control loop into this first loop, used to control the motor 11.
  • the first control loop will be implemented by providing access to a parameterization table included in the control unit 37 and which contains all the singular points of the force law profile that can be produced.
  • the control unit 37 also implements protection in order to provide a progressive torque transition between a current setpoint and a new setpoint during a setpoint modification by a pilot or the on-board computer .
  • An alert will be raised by the control unit 37 if a risk of inappropriate configuration is detected, for example near the mechanical stops, in order to guarantee the mechanical integrity of the system 1.
  • the invention also relates to a helicopter 2 comprising three systems 1, respectively for controlling the collective axis, the cyclic axis and for controlling the yaw of said helicopter 2.
  • the helicopter also includes an on-board computer 46 controlling each control unit 37 by communicating position, and/or speed, and/or effort law instructions.
  • a single control unit 37 can be used for the three systems 1.
  • certain sensors such as the angular position sensor 43 communicate with the on-board computer 46.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Mechanical Control Devices (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Ce système (1) de commande universel d'un compensateur de vol d'un aéronef (2) comprend un organe de pilotage (3) pivotant autour d'au moins un axe de rotation (5), ainsi qu'un moyen principal (9) de retour d'effort comprenant un moteur électrique (11) et lié à l'organe de pilotage (3), un moyen de secours (25) de retour d'effort lié à l'organe de pilotage (3) par l'intermédiaire d'un embrayage (27), et une unité de contrôle (37) du moyen principal (9) de retour d'effort.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Système de commande universel d’un compensateur de vol à voie principale active et voie de secours passive
Domaine technique
La présente invention concerne, de manière générale, les systèmes de commande de vol pour aéronef et se rapporte plus particulièrement à un compensateur de vol pour aéronef, notamment pour hélicoptère.
Techniques antérieures
Les compensateurs de vol, ou trim, ont notamment pour fonction de compenser les dérives liées aux perturbations susceptibles d’ exercer une influence sur les paramètres de vol de l’ aéronef, sans que le pilote n’ ait à agir sur les commandes de vol.
En complément, les compensateurs de vol restituent classiquement au pilote de l’ aéronef un effort résistant sur les commandes de vol sous la forme d’un retour d'effort. Cet effort est généralement passif, soit linéaire (trims à ressorts) soit constant (trims à friction), et peut également être actif. L’ effort résistant est également appelé rappel, force de rappel, ou encore retour d’ effort.
Les architectures conventionnelles des compensateurs de vol intègrent généralement un chemin principal de retour d’ effort passif, par exemple à ressort ou à friction. Ces architectures sont fiables mais ne sont pas paramétrables, notamment une fois la raideur du ressort ou la friction définie. Ces architectures ne permettent donc pas à la commande de s’ adapter pleinement aux conditions de vol et aux souhaits du pilote de l’ aéronef.
Optionnellement, des chemins secondaires actifs permettent de seconder le retour d’ effort effectué par le chemin principal, par exemple à l’ aide d’un moteur, de manière à permettre une légère adaptabilité des compensateurs de vol.
De plus, chaque commande, de l’ axe cyclique, de l’ axe collectif, ou du lacet, se voit généralement attribuer une architecture de compensateur de vol différente afin de résoudre des problématiques spécifiques à chaque commande. Par exemple, un trim à friction est privilégié pour la commande de l’ axe collectif tandis qu’un trim à ressort est privilégié pour la commande de l’ axe cyclique.
En conséquence, il n’ existe pas d’ architecture qui soit entièrement paramétrable et répondant aux besoins en sécurité et en ergonomie des commandes. De plus, les architectures existantes de trim ne sont pas universelles, ne correspondent qu’ à une commande cyclique, de collectif, ou du lacet, et nécessitent donc un développement complexe.
Exposé de l’invention
La présente invention a donc pour but de pallier les inconvénients précités et de fournir un système de commande de trim pouvant générer une loi d’ effort librement paramétrable et universellement utilisable.
La présente invention a pour objet un système de commande universel d’un compensateur de vol d’un aéronef, comprenant un organe de pilotage pivotant autour d’ au moins un axe de rotation, le système comprenant en outre un moyen principal de retour d’ effort comprenant un moteur électrique et lié à l’ organe de pilotage, un moyen de secours de retour d’ effort lié à l’ organe de pilotage par l’intermédiaire d’un embrayage, et une unité de contrôle du moyen principal de retour d’ effort.
Ainsi, cette architecture peut être utilisée pour toute commande de trim telle que la commande cyclique, de collectif, ou du lacet. De plus, le moyen principal est actif et permet ainsi un paramétrage libre et en temps réel de la loi de retour d’ effort. Enfin, la sécurité du système est garantie par le moyen de secours.
Avantageusement, le moyen principal de retour d’ effort comprend un capteur de couple entre le moteur électrique et l’ organe de pilotage et/ou comprend une boucle de contrôle du courant d’ alimentation du moteur électrique.
Dans un mode de réalisation, le moyen principal de retour d’ effort comprend un capteur de position et/ou de vitesse du moteur électrique. Dans un mode particulier de réalisation, l’unité de contrôle et le moteur électrique sont configurés pour simuler une loi d’ effort d’un ressort et/ou une loi d’ effort d’un module de friction.
Avantageusement, le moyen de secours de retour d’ effort comprend un module de friction sèche et/ou un frein pilotable à manque de courant.
Dans un mode particulier de réalisation, le moyen de secours de retour d’ effort comprend un moteur d’ amortissement.
Avantageusement, l’unité de contrôle comprend un module de commande du moyen principal de retour d’ effort, et un module de surveillance du moyen principal de retour d’ effort.
Avantageusement, le moyen principal de retour d’ effort est lié à l’ organe de pilotage par l’ intermédiaire d’un embrayage et/ou d’une goupille de sécurité, et dans lequel le module de surveillance est configuré pour, en cas de panne du moyen principal de retour d’ effort, découpler le moyen principal de retour d’ effort de l’ organe de pilotage et pour accoupler le moyen de secours de retour d’ effort à l’ organe de pilotage.
Avantageusement, le système de commande comprend un arbre principal reliant l’ organe de pilotage au moyen principal de retour d’ effort et/ou au moyen de secours de retour d’ effort, et au moins un capteur de position angulaire de l’ arbre principal.
L’ invention a également pour objet un hélicoptère comprenant trois systèmes tel que définis précédemment, respectivement pour la commande de l’ axe collectif, de l’ axe cyclique, et du lacet, et un ordinateur de bord pilotant chaque unité de contrôle.
Brève description des dessins
D’ autres buts, caractéristiques et avantages de l’ invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’ exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig 1 ] est une représentation schématique d’un système de commande selon l’ invention. Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation
On a représenté schématiquement sur la figure 1 un système 1 de commande universel d’un compensateur de vol d’un aéronef 2 selon l’ invention.
L’ aéronef est par exemple un hélicoptère comprenant ledit système 1 commandant l’ axe collectif, l’ axe cyclique ou le lacet dudit hélicoptère.
On entend par universel que le système de commande convient autant pour la commande de l’ axe collectif, ou de l’ axe cyclique ou du lacet.
Le système 1 de commande comprend un bâti (non représenté) ainsi qu’un organe de pilotage 3 monté pivotant par rapport au bâti autour d’ au moins un axe de rotation 5. L’ organe de pilotage 3 est par exemple un manche de pilotage 3 et permet par exemple de piloter l’ axe collectif, l’ axe cyclique ou le lacet de l’ aéronef 2.
Le bâti comprend des butées mécaniques 7 contre lesquelles bute l’ organe de pilotage 3 pour limiter sa course angulaire.
Le système 1 de commande comprend au moins un moyen principal 9 de retour d’ effort lié à l’ organe de pilotage 3, la force de rappel du moyen principal 9 de retour d’ effort étant dirigée dans le sens contraire d’une force externe appliquée par le pilote de l’ aéronef sur l’ organe de pilotage 3.
Le moyen principal 9 comprend un moteur électrique 1 1 et est relié à l’ organe de pilotage 3 par l’intermédiaire d’un arbre principal 13 du système 1 de commande.
Le moteur électrique 1 1 est par exemple un moteur triphasé synchrone à aimants permanents, et/ou un moteur à balais, et/ou piézoélectrique.
Optionnellement, le moyen principal 9 de retour d’ effort comprend un capteur 15 de position et/ou de vitesse configuré pour mesurer la position et/ou la vitesse du moteur électrique 1 1.
Optionnellement, le moyen principal 9 de retour d’ effort comprend un capteur de couple 17 positionné entre le moteur électrique 11 et l’ arbre principal 13 et permettant de monitorer l’ effort du pilote sur l’ organe de pilotage.
Le moyen principal 9 est un moyen uniquement actif et adaptatif de retour d’effort. En particulier, il ne comprend pas de ressort ou de module de friction. La présence du moteur électrique 1 1 permet au moyen principal 9 d’ être entièrement et librement paramétrable en temps réel afin de générer une loi de retour d’ effort adapté à chaque utilisation, et à chaque phase de vol de l’ aéronef 2. Cette loi de retour d’ effort est assimilable à une loi de retour d’effort mécanique complexe, plus avancée qu’une loi d’ effort obtenue à l’ aide d’un système uniquement passif ou actif comprenant un contrôleur analogique.
Le moyen principal 9 comprend en outre un système d’ engrenage 19, par exemple positionné entre le moteur électrique 1 1 et le capteur de couple 17.
De manière à pouvoir être découpler par rapport à l’ organe de pilotage 3 , le moyen principal 9 comprend un embrayage 21 et/ou une goupille de sécurité 23. Ainsi, en cas de panne dans le moyen principal 9 de retour d’ effort, il est possible de désengager l’ embrayage 21 et/ou de briser la goupille de sécurité 23 afin de désolidariser le moyen principal 9 de l’ organe de sécurité 3.
Le système 1 de commande comprend également un moyen de secours 25 de retour d’ effort relié à l’ organe de pilotage 3, par exemple par l’ arbre principal 13. Le moyen de secours 25 est un moyen de retour d’ effort passif et permet donc de garantir la sécurité du système 1 , uniquement dans le cas où le moyen principal 9 actif tombe en panne. En fonctionnement nominal, le moyen de secours 25 n’ influence pas le retour d’ effort sur l’ organe de pilotage 3. Ce moyen de secours 25 contribue ainsi au libre paramétrage du retour d’ effort par le moyen principal 9 de retour d’ effort.
Le moyen de secours 25 comprend optionnellement un embrayage 27 permettant de découpler le moyen de secours 25 de l’ organe de pilotage 3 en mode nominal et de l’ accoupler lors d’une panne, c’ est-à-dire lorsque le moyen principal est inutilisable et/ou déconnecté. Le moyen de secours 25 comprend en outre un module de friction 29 sèche, la friction générant un retour d’ effort auprès de l’ organe de pilotage. En variante, le moyen de secours 25 comprend un frein pilotable à manque de courant (non représenté) . Ce frein a la particularité de ne s’ activer que lorsqu’ il n’ est plus alimenté, par exemple lors d’une panne de courant et permettant ainsi de générer et transmettre un effort entre le module de friction 29 et l’ arbre principal 13 même sans que le moyen principal soit alimenté.
Le frein pilotable comprend un module de friction 29 associé à un embrayage 27 piloté en « tout ou rien » .
Le fait qu’il soit à manque de courant, dépend du type d’embrayage utilisé, ici normalement fermé.
Qui permet en cas de manque d’ alimentation de l’embrayage de transmettre les efforts entre le module de friction (29) et l’ arbre de sortie de l’ actionneur ( 13) .
Optionnellement, le moyen de secours 25 comprend un moteur d’ amortissement 31 , particulièrement utile lors de la présence d’un module de friction 29 de manière à lisser les fluctuations de couple dues à la friction.
En outre, le moyen de secours 25 comprend un engrenage 33 et, optionnellement, une goupille de sécurité 35. L’ engrenage 33 peut comprendre une boite de vitesse de réduction pour adapter les efforts fournis.
Le système 1 comprend également une unité de contrôle 37 du moyen principal 9. Ce contrôle est numérique et s’ effectue en boucle fermée et/ou ouverte.
Optionnellement, l’unité de contrôle 37 contrôle également le moyen de secours 25, notamment l’embrayage 27.
L’unité de contrôle 37 comprend un module de commande 39 du moyen principal 9 de retour d’effort, ainsi qu’un module de surveillance 41 du moyen principal 9. Le module de commande 39 réalise des calculs de loi d’ effort en boucle fermée en utilisant certaines informations fournies par le capteur de couple 17.
En particulier, le module de surveillance 41 est configuré pour découpler le moyen principal 9 de retour d’ effort et pour accoupler, si besoin, le moyen de secours 25 de retour d’ effort à l’ organe de pilotage 3. Le moyen de surveillance 41 envoie pour cela une consigne aux embrayage 21 et 27 , par exemple lors d’une panne du moyen principal 9 de retour d’ effort. Les embrayages 21 et 27 sont complémentaires, l’un est embrayé tandis que l’ autre est désembrayé.
L’unité de contrôle 37 et le moteur électrique 1 1 sont configurés pour simuler une loi d’ effort d’un ressort et/ou une loi d’ effort d’un module de friction. Toute loi d’ effort de forme différente peut également être générer par le moteur électrique 1 1 sous la consigne du pilote ou d’un ordinateur de bord.
Le système 1 comprend optionnellement un ou plusieurs capteurs de position angulaire 43 de l’ arbre principal 13. Ces capteurs communiquent avec l’unité de contrôle 37. Un capteur 43 est par exemple de type transformateur différentiel variable rotatif également appelé capteur RVDT, ou de type résolveur, capteur par effet hall, potentiomètre ou tout autre type de capteur.
Optionnellement, chaque capteur de position angulaire 43 est relié à l’ arbre principal 13 par une goupille de sécurité 45 , permettant de désolidariser ledit capteur 43 de l’ arbre principal 13, lors d’une panne du capteur 43 par exemple.
L’unité de contrôle 37 reçoit des informations depuis les capteurs de position 15, de couple 17 et de position angulaire 43, ainsi que depuis un ordinateur de bord 46. A l’ aide de ces informations, le module de commande 39 contrôle en courant le moteur électrique 1 1 et le module de surveillance 41 contrôle en courant l’ embrayage 21 et l’ embrayage 27.
Dans un mode particulier de réalisation, le système 1 ne comprend pas de capteur de couple 17, car pouvant être jugé imposant et coûteux, et l’unité de contrôle peut mettre en œuvre une boucle ouverte de contrôle du courant d’ alimentation du moteur électrique 1 1 avec compensation statique et dynamique, respectivement pour surmonter les frottements statiques et visqueux. La boucle de contrôle du courant d’ alimentation donne une image de la force appliquée.
Durant son utilisation, l’unité de contrôle 37 met en œuvre une première boucle d’ asservissement en position de l’ organe de pilotage 3. L’unité de contrôle 37 peut intégrer le cas échéant dans cette première boucle la boucle de contrôle du courant, servant pour le pilotage du moteur 1 1 .
La première boucle d’ asservissement sera mise en œuvre en donnant accès à une table de paramétrage comprise dans l’unité de contrôle 37 et qui contient tous les points singuliers du profil de loi d’ effort pouvant être réalisés.
Par conséquent, il sera possible de modifier librement la loi d’ effort du système 1 dans la limite de son domaine de validité.
L’unité de contrôle 37 met également une protection en œuvre afin de fournir une transition de couple progressive entre une consigne en cours et une nouvelle consigne lors d’une modification de consigne de la part d’un pilote ou de l’ ordinateur de bord.
Une alerte sera remontée par l’unité de contrôle 37 si un risque de configuration inappropriée est détecté, par exemple près des butées mécaniques, afin de garantir l'intégrité mécanique du système 1.
L’ invention a également pour objet un hélicoptère 2 comprenant trois systèmes 1 , respectivement pour la commande de l’ axe collectif, de l’ axe cyclique et pour la commande du lacet dudit hélicoptère 2. L’hélicoptère comprend également un ordinateur de bord 46 pilotant chaque unité de contrôle 37 en communiquant des consignes de position, et/ou de vitesse, et/ou de loi d’ effort. Optionnellement, une unique unité de contrôle 37 peut être utilisée pour les trois système 1.
Optionnellement, certains capteurs tel que le capteur de position angulaire 43 communiquent avec l’ ordinateur de bord 46.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système (1) de commande universel d’un compensateur de vol d’un aéronef (2), comprenant un organe de pilotage (3) pivotant autour d’au moins un axe de rotation (5), caractérisé en ce qu’il comprend un moyen principal (9) de retour d’effort comprenant un moteur électrique (11) et lié à l’organe de pilotage (3), un moyen de secours (25) de retour d’effort lié à l’organe de pilotage (3) par l’intermédiaire d’un embrayage (27), et une unité de contrôle (37) du moyen principal (9) de retour d’effort, l’unité de contrôle (37) comprenant un module de commande (39) du moyen principal (9) de retour d’effort, et un module de surveillance (41) du moyen principal (9) de retour d’effort, le moyen principal (9) de retour d’effort étant lié à l’organe de pilotage (3) par l’intermédiaire d’un embrayage (21) et/ou d’une goupille de sécurité (23), le module de surveillance (41) étant configuré pour, en cas de panne du moyen principal (9) de retour d’effort, découpler le moyen principal (9) de retour d’effort de l’organe de pilotage (3) et pour accoupler le moyen de secours (25) de retour d’effort à l’organe de pilotage (3).
2. Système (1) selon la revendication 1, dans lequel le moyen principal (9) de retour d’effort comprend un capteur de couple (17) entre le moteur électrique (11) et l’organe de pilotage (3) et/ou comprend une boucle de contrôle du courant d’alimentation du moteur électrique (11).
3. Système (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le moyen principal (9) de retour d’effort comprend un capteur de position (15) et/ou de vitesse du moteur électrique (11).
4. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l’unité de contrôle (37) et le moteur électrique (11) sont configurés pour simuler une loi d’effort d’un ressort et/ou une loi d’effort d’un module de friction.
5. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le moyen de secours (25) de retour d’effort comprend un module de friction (29) sèche et/ou un frein pilotable à manque de courant.
6. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le moyen de secours (25) de retour d’effort comprend un moteur d’amortissement (31).
7. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, comprenant un arbre principal (13) reliant l’organe de pilotage (3) au moyen principal (9) de retour d’effort et/ou au moyen de secours (25) de retour d’effort, et au moins un capteur de position angulaire (43) de l’arbre principal (13).
8. Hélicoptère (2) caractérisé en ce qu’il comprend trois systèmes (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, respectivement pour la commande de l’axe collectif, de l’axe cyclique, et du lacet, et un ordinateur de bord (46) pilotant chaque unité de contrôle (37).
PCT/FR2023/051815 2022-11-21 2023-11-17 Système de commande universel d'un compensateur de vol à voie principale active et voie de secours passive WO2024110723A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2212110A FR3142175A1 (fr) 2022-11-21 2022-11-21 Système de commande universel d’un compensateur de vol à voie principale active et voie de secours passive
FRFR2212110 2022-11-21

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2024110723A1 true WO2024110723A1 (fr) 2024-05-30

Family

ID=85018310

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2023/051815 WO2024110723A1 (fr) 2022-11-21 2023-11-17 Système de commande universel d'un compensateur de vol à voie principale active et voie de secours passive

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3142175A1 (fr)
WO (1) WO2024110723A1 (fr)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3271244B1 (fr) * 2015-03-16 2019-05-01 Safran Electronics & Defense Dispositif de commande de vol d'un aeronef
EP3569497A1 (fr) * 2018-05-18 2019-11-20 Bell Helicopter Textron Inc. Système et procédé de repérage tactile grâce à des commandes pilotes de giravion utilisant un gradient de force et de friction variable
EP3816042B1 (fr) * 2019-10-28 2022-01-12 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Système de commande de véhicule pour le fonctionnement autonome, télécommandé ou manuel d'un véhicule

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3271244B1 (fr) * 2015-03-16 2019-05-01 Safran Electronics & Defense Dispositif de commande de vol d'un aeronef
EP3569497A1 (fr) * 2018-05-18 2019-11-20 Bell Helicopter Textron Inc. Système et procédé de repérage tactile grâce à des commandes pilotes de giravion utilisant un gradient de force et de friction variable
EP3816042B1 (fr) * 2019-10-28 2022-01-12 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Système de commande de véhicule pour le fonctionnement autonome, télécommandé ou manuel d'un véhicule

Also Published As

Publication number Publication date
FR3142175A1 (fr) 2024-05-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2445828C (fr) Inverseur de poussee electromecanique pour turboreacteur a asservissement du deplacement des portes
CA2444987C (fr) Inverseur de poussee electromecanique pour turboreacteur a controle permanent de position
EP0718731A1 (fr) Dispositif pour l'actionnement d'un organe commandé pour un aéronef, tel que notamment un hélicoptère, à commandes de vol électriques
WO2014009639A2 (fr) Dispositif de conjugaison d'effort entre organes de pilotage, organe de pilotage et aéronef
FR2964625A1 (fr) Systemes et procedes pour un freinage dynamiquement stable
EP3176655A1 (fr) Systeme d'actionnement pour aeronef
FR3012112A1 (fr) Procede de surveillance de fonctionnement d'un dispositif de pilotage d'aeronef et dispositif de pilotage d'aeronef ainsi surveille
FR2943316A1 (fr) Procede d'uniformisation de la commande de poussee des moteurs d'un aeronef
EP0401079B1 (fr) Dispositif de commande électromécanique utilisable pour le pilotage d'un véhicule
CA2803852A1 (fr) Procede de gestion d'une commande d'orientation d'une partie orientable d'un atterrisseur d'aeronef
EP2902285B1 (fr) Procédé de surveillance d'au moins deux actionneurs électromécaniques de freinage
EP2668096A1 (fr) Dispositif d'actionnement d'un equipement pilotable automatiquement ou manuellement avec detection de la reprise du pilotage manuel
FR2949219A1 (fr) Dispositif de pilotage d'un vehicule et procede d'assistance motorisee et de controle d'un tel dispositif de pilotage
WO2020225305A1 (fr) Dispositif d'application d'effort pour manche de pilotage
WO2024110723A1 (fr) Système de commande universel d'un compensateur de vol à voie principale active et voie de secours passive
FR2966124A1 (fr) Systeme de deplacement motorise d'un element mobile, procede de pilotage d'un tel systeme et procede de test d'un tel systeme
FR2713592A1 (fr) Dispositif pour la commande des manettes de gaz contrôlant deux moteurs d'un même aérodyne.
FR3068733B1 (fr) Systeme de commande de gaz d'un aeronef
EP0532374B1 (fr) Dispositif pour la commande du régime des moteurs d'un aéronef
WO2016177945A1 (fr) Procede de controle de position d'un organe de commande d'embrayage
FR2678884A1 (fr) Actionneur rotatif apte a engendrer sur le volant de manóoeuvre d'un systeme de commande, un couple resistant variable selon une loi adaptative.
EP2067681A1 (fr) Procédé et dispositif de commande d'un embrayage d'une transmission à boîte de vitesses mécanique pilotée permettant d'éviter les oscillations en phase de rampage
EP2925986A1 (fr) Dispositif de positionnement d'un organe de commande d'une pompe d'injection
FR2718102A1 (fr) Procédé pour réaliser une loi d'effort antagoniste au mouvement d'un levier de commande de vol et son application au vérin de trim.
WO2024126527A1 (fr) Actionneur de commande mecanique de vol pour un aeronef