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CA 02740844 2011-05-19
PROCÉDÉ ET DISPOSITIF AUTOMATIQUES D'AIDE
AU PILOTAGE D'UN AVION
La présente invention concerne un procédé et un dispositif
automatiques d'aide au pilotage d'un avion, en particulier d'un avion de
transport, pour commander un pilote automatique et éventuellement un
système de régulation (automatique) de la poussée de l'avion.
On sait que le pilote automatique d'un avion de transport, lorsqu'il est
couplé ou non à un système de régulation de la poussée, utilise une
information de vitesse dans le but de maintenir une sélection du pilote et/ou
le
domaine de vitesses à des valeurs acceptables pour l'avion.
Si au cours du pilotage, cette information de vitesse est perdue, c'est-
à-dire si elle devient indisponible, erronée, ou non fiable, le pilote
automatique
et/ou le système de régulation de la poussée se désengagent
automatiquement et/ou maintiennent l'état courant de l'avion, laissant à
l'équipage le soin de gérer la situation.
Une telle situation peut se présenter, par exemple, en cas de givrage
des sondes de Pitot généralement utilisées pour mesurer la vitesse de l'avion.
Cette situation est toutefois exceptionnelle, car la plupart des avions sont
équipés de systèmes permettant de limiter ou éliminer les effets du givrage.
Un désengagement du pilote automatique et/ou du système de
régulation de la poussée induit une charge de travail supplémentaire pour
l'équipage qui doit traiter la cause de la panne en plus des taches
habituelles,
et ceci dans une situation inhabituelle dans laquelle l'information de vitesse
est perdue.
L'information de vitesse est un paramètre primaire, utilisé par le pilote
automatique, pour définir le domaine de vol de l'avion (limites haute et
basse)
et la dynamique de l'avion. Un pilote automatique ou un système de régulation
de la poussée qui ne respecterait pas ces limites de vitesse conduirait
l'avion
à un décrochage ou dans une situation de survitesse pouvant conduire à des
dommages structuraux. Pour cette raison, le pilote automatique et le système
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de régulation de la poussée sont munis de différents moyens usuels qui
protègent le domaine de vitesses.
Par conséquent, lorsque l'information de vitesse est perdue, il n'est
pas possible d'assurer les fonctions de base du pilote automatique et du
système de régulation de la poussée dans leurs conceptions actuelles, ni les
fonctions de protection du domaine de vol.
On notera, par ailleurs, qu'un pilote automatique et un système de
régulation de la poussée actuels contiennent un nombre important de modes
de fonctionnement différents qui correspondent, chacun, à un objectif que
l'équipage peut sélectionner en fonction de ses intentions. L'apprentissage de
ces différents modes et de leurs transitions représentent une part non
négligeable de l'entraînement des équipages. Aussi, l'introduction de
nouveaux modes de fonctionnement du pilote automatique et /ou du système
de régulation de la poussée nécessite, en général, une nouvelle phase
d'apprentissage, voire d'entraînement récurent si ce mode est uniquement
utilisable dans des cas exceptionnels qui généralement ne se rencontrent pas
en utilisation normale de l'avion.
La présente invention concerne un procédé automatique d'aide au
pilotage d'un avion, permettant d'assurer la disponibilité d'au moins un
pilote
automatique (susceptible d'être contrôlé en fonction d'une information de
vitesse), qui a pour objet de remédier aux inconvénients précités.
A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que,
de façon automatique :
- on surveille ladite information de vitesse de manière à pouvoir détecter une
perte de cette dernière ; et
- en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, on réalise les
opérations suivantes
o on détermine les valeurs courantes de données de
vol de l'avion, qui sont indépendantes de ladite information de
vitesse ;
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o on détermine, à partir desdites valeurs courantes
des données de vol, des paramètres de contrôle ; et
o on utilise ces paramètres de contrôle pour assurer
la disponibilité au moins dudit pilote automatique.
Dans le cadre de la présente invention, on considère qu'une
information de vitesse est perdue, lorsqu'elle :
- n'est pas disponible, par exemple en raison d'une panne des moyens de
mesure ou des moyens de transmission d'informations ; ou
- est disponible, mais est erronée ou n'est pas fiable. Une information de
vitesse est considérée comme non fiable, lorsqu'elle ne peut pas être
consolidée (par exemple en raison de la disponibilité d'une seule source
d'informations). Elle est considérée comme erronée, lorsqu'elle remplit
certains critères d'invraisemblance.
Ainsi, grâce à l'invention, en cas de perte de l'information de vitesse
utilisée notamment par le pilote automatique, on détermine des paramètres de
contrôle à l'aide de données de vol qui sont indépendantes de cette
information de vitesse, et on utilise ces paramètres de contrôle pour assurer
la
disponibilité au moins dudit pilote automatique. Par conséquent, dans une
telle situation de perte de l'information de vitesse, le pilote automatique ne
doit
pas être désengagé, mais il peut continuer à fonctionner, tout en préservant
le
maximum de marge par rapport au domaine de vitesses autorisées, comme
précisé ci-dessous. Ce maintien de l'engagement du pilote automatique
permet de remédier aux inconvénients précités, notamment concernant la
charge de travail de l'équipage.
Dans un mode de réalisation préféré, ledit procédé est également
formé pour assurer la disponibilité, de plus, d'un système de régulation
(automatique) de la poussée de l'avion. Dans ce mode de réalisation préféré,
en cas de détection d'une perte de l'information de vitesse, on utilise
lesdits
paramètres de contrôle pour également assurer la disponibilité dudit système
de régulation de la poussée.
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La présente invention peut donc être mise en oeuvre avec ou sans
commande d'un système de régulation de la poussée de l'avion.
Par ailleurs, avantageusement, en cas de détection d'une perte de
l'information de vitesse :
- on émet une alerte à destination de l'équipage de l'avion, par exemple sous
forme d'une information synthétique ; et/ou
- on continue à surveiller ladite information de vitesse, et en cas de
détection
d'une fin de perte d'information de vitesse, c'est-à-dire lorsque ladite
information n'est plus perdue, on utilise de nouveau cette information de
vitesse comme paramètre pour contrôler ledit pilote automatique (et
éventuellement ledit système de régulation de la poussée).
Dans un mode de réalisation particulier, on utilise un pilote
automatique qui fonctionne, à chaque fois, selon l'un d'une pluralité de modes
de guidage vertical différents possibles. Dans ce cas, de façon avantageuse,
on sélectionne certains desdits modes de guidage vertical possibles, qui sont
dits modes de guidage vertical sélectionnés, et, en cas de détection d'une
perte de l'information de vitesse, on fait fonctionner ledit pilote
automatique
selon l'un desdits modes de guidage vertical sélectionnés.
De préférence, lesdits modes de guidage vertical sélectionnés
comprennent :
- un mode de maintien d'altitude pour ledit pilote automatique, associé
éventuellement à un mode de maintien de vitesse pour ledit système de
régulation de la poussée ;
- un mode de montée à poussée constante, associé à un mode de
maintien de la poussée; et
- un mode de descente à poussée constante, associé à un mode de maintien
de la poussée.
Ces trois modes de guidage vertical sélectionnés permettent :
- de faciliter la compréhension par l'équipage du mode de fonctionnement
courant. L'utilisation est également simplifiée, car les interfaces usuelles,
permettant de sélectionner une altitude de référence et d'engendrer des
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changements de niveau (mise en montée/descente) ou des mises en palier,
sont inchangées ;
- de gérer aux mieux toutes les situations de vol, pour lesquelles le pilote
automatique est utilisé (maintien de palier, montée puis capture/maintien de
5 palier, descente puis capture/maintien de palier) ; et
- d'obtenir un guidage de l'avion, à court et moyen termes, qui est cohérant
avec les objectifs initiaux de l'équipage, et ceci quelle que soit la
situation
initiale lors de la perte de l'information de vitesse.
Dans un premier mode de réalisation, on utilise l'assiette de l'avion
comme paramètre de contrôle du pilote automatique, et le régime moteur
comme paramètre de contrôle du système de régulation de la poussée. De
façon avantageuse, ces valeurs sont choisies de manière à maintenir la
vitesse de l'avion au milieu du domaine de vol (afin de maximiser les marges
par rapport aux limites minimale et maximale).
De préférence, lesdites valeurs d'assiette et de régime moteur sont
choisies identiques aux valeurs actuellement fournies à l'équipage, dans la
procédure usuelle que l'équipage doit appliquer en cas de perte d'information
de vitesse lorsque le pilote automatique n'est plus disponible.
Par ailleurs, dans un second mode de réalisation, on utilise l'incidence
de l'avion comme paramètre de contrôle du pilote automatique, et le régime
moteur comme paramètre de contrôle du système de régulation de la
poussée. De façon avantageuse, cette valeur d'incidence est choisie au
centre du domaine d'incidences, qui peut être affiché, de façon usuelle, en
lieu et place de l'échelle de vitesses en cas de perte de l'information de
vitesse.
Dans une variante de réalisation particulière, lesdits premier et second
modes de réalisation sont combinés afin de couvrir des domaines de vol
complémentaires. Dans ce cas, de façon avantageuse :
- lorsque l'avion est dans une configuration aérodynamique lisse, on utilise
comme paramètres de contrôle l'assiette de l'avion et le régime moteur ; et
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- lorsque l'avion est dans une configuration aérodynamique sustentée, on
utilise comme paramètres de contrôle l'incidence de l'avion et le régime
moteur.
Dans le cadre de la présente invention, on entend par configuration
aérodynamique de l'avion, la position des becs et des volets de la voilure de
l'avion. De plus, dans une configuration aérodynamique dite lisse les becs et
volets ne sont pas sortis, tandis que dans des configurations aérodynamiques
dites sustentées les becs et volets sont plus ou moins sortis.
La présente invention concerne également un dispositif automatique
d'aide au pilotage d'un avion, ledit dispositif étant du type comportant un
pilote
automatique et éventuellement un système de régulation de la poussée qui
sont susceptibles d'être contrôlés en fonction d'une information de vitesse.
Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte
de plus :
- des moyens pour surveiller ladite information de vitesse de manière à
pouvoir détecter une perte de cette dernière ;
- des moyens pour déterminer, en cas de détection d'une perte de
l'information de vitesse, les valeurs courantes de données de vol de l'avion,
qui sont indépendantes de ladite information de vitesse ; et
- des moyens pour déterminer, à partir desdites valeurs courantes des
données de vol, des paramètres de contrôle, ces paramètres de contrôle étant
utilisés pour assurer la disponibilité au moins dudit pilote automatique (et
éventuellement dudit système de régulation de la poussée).
La présente invention concerne également un avion, en particulier un
avion de transport, qui comporte un tel dispositif.
L'unique figure du dessin annexé fera bien comprendre comment
l'invention peut être réalisée. Cette figure unique est le schéma synoptique
d'un dispositif conforme à l'invention.
Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement
sur la figure est destiné à apporter une aide au pilotage d'un avion (non
représenté), en particulier d'un avion de transport, qui comporte un pilote
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automatique 2 et un système 3 de régulation (automatique) de la poussée
(A/THR).
Ce pilote automatique 2 et ce système 3 de régulation de la poussée
peuvent être contrôlés, de façon usuelle, en fonction d'une information de
vitesse de l'avion. Cette information de vitesse est déterminée par des
moyens usuels 4, par exemple une unité de référence inertielle et de données
air, notamment de type ADIRU ( Air Data Reference Inertial Unit en anglais),
et est transmise par l'intermédiaire de liaisons 5 et 6 respectivement audit
pilote automatique 2 et audit système 3.
Selon l'invention, ledit dispositif 1 comporte de plus
- des moyens 7 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 8 auxdits
moyens 4 et qui surveillent ladite information de vitesse de manière à pouvoir
détecter une perte de cette dernière ;
- des moyens 9 pour déterminer, au moins en cas de détection d'une perte de
l'information de vitesse, les valeurs courantes de données de vol de l'avion,
précisées ci-dessous, qui sont indépendantes de ladite information de
vitesse ; et
- des moyens 10 qui sont reliés par l'intermédiaire de liaisons 11 et 12
respectivement auxdits moyens 7 et 9 et qui sont formés déterminer, à partir
desdites valeurs courantes des données de vol reçues desdits moyens 9, des
paramètres de contrôle.
Ces paramètres de contrôle sont ensuite transmis par l'intermédiaire
de liaisons 13 et 14 respectivement audit pilote automatique 2 et audit
système 3 de régulation de la poussée, dans le but d'assurer la disponibilité
au moins dudit pilote automatique 2 (et éventuellement dudit système 3),
comme précisé ci-dessous.
Dans le cadre de la présente invention, on considère qu'une
information de vitesse est perdue, lorsqu'elle :
- n'est pas disponible, par exemple en raison d'une panne des moyens de
mesure ou des moyens de transmission d'informations utilisés ; ou bien
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est erronée ou n'est pas fiable. Une information de vitesse est considérée
comme non fiable, lorsqu'elle ne peut pas être consolidée (par exemple
lorsque une seule source d'informations fonctionne normalement). En outre,
une information de vitesse est considérée comme erronée, lorsqu'elle remplit
certains critères d'invraisemblances.
Dans un mode de réalisation particulier, cette détection prend en
compte, par exemple :
- la détection d'une chute anormale de la valeur de vitesse, par exemple une
chute de 30kts (noeuds) en moins de une seconde ; et/ou
- une invalidité de deux des trois mesures de vitesse, généralement réalisées
sur l'avion.
Ainsi, en cas de perte de l'information de vitesse utilisée notamment
par le pilote automatique 2 et le système 3, le dispositif 1 conforme à
l'invention détermine des paramètres de contrôle à l'aide de données de vol
qui sont indépendantes de cette information de vitesse, et il utilise ces
paramètres de contrôle pour ledit pilote automatique 2 (et éventuellement
ledit
système 3). Par conséquent, dans une telle situation, le pilote automatique 2
et (éventuellement) le système 3 ne sont pas désengagés, mais ils peuvent
continuer à fonctionner, tout en préservant le maximum de marge par rapport
au domaine de vitesses autorisées, comme précisé ci-dessous. Ce maintien
du fonctionnement du pilote automatique 2 et du système 3 permettent,
notamment, de ne pas augmenter la charge de travail de l'équipage dans une
telle situation de perte de l'information de vitesse.
Par ailleurs, ledit dispositif 1 comporte de plus
- des moyens 15 qui sont, par exemple, reliés par l'intermédiaire d'une
liaison
16 auxdits moyens 7 et qui, en cas de détection d'une perte de l'information
de vitesse, émettent une alerte à destination de l'équipage, par exemple sous
forme d'une information synthétique qui est affichée sur un écran 17 du poste
de pilotage ; et
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- des moyens 18 qui sont, par exemple, intégrés dans les moyens 7 et qui
continuent à surveiller ladite information de vitesse, lors de la détection
d'une
perte de cette information de vitesse.
Généralement, les phénomènes météorologiques qui provoquent une
perte de l'information de vitesse, tels que le givrage par exemple, ne sont
pas
permanents. Ces phénomènes présentent en général une durée limitée dans
le temps. Aussi, bien que le mode de fonctionnement du pilote automatique 2
conforme à l'invention, permettant un fonctionnement sans information de
vitesse, puisse être utilisé jusqu'à la fin du vol, il peut être intéressant
de ne
pas conserver ce mode de fonctionnement et revenir à un mode de
fonctionnement habituel, lorsque l'information de vitesse redevient valide.
Par conséquent, dans un mode de réalisation particulier, en cas de
détection par les moyens 18 d'une fin de perte d'information de vitesse, le
dispositif 1 utilise de nouveau cette information de vitesse, de manière
usuelle, pour le pilote automatique 2 (et éventuellement pour le système 3 de
régulation de la poussée).
On notera que, dans les cas où l'information de vitesse est erronée ou
non fiable comme lors d'un givrage par exemple, l'information d'altitude qui
est dérivée d'une mesure de pression reste disponible, car elle est mesurée
par une sonde qui n'est pas soumise au problème lié au givrage. La mesure
peut être légèrement erronée, car elle n'est plus correctement compensée des
effets de Mach, mais cette erreur reste faible. En outre, si la mesure
d'altitude
dérivée d'une mesure de pression n'est pas disponible, il est possible
d'utiliser
une mesure issue d'un système de positionnement par satellites de type
GNSS.
Dans une variante particulière, le point de vol souhaité (vitesse de
référence) pour l'avion est déterminé en fonction de l'altitude (Zmes) de
l'avion de manière à être suffisamment éloigné des limites haute et basse du
domaine de vol.
Un pilote automatique 2 usuel possède, généralement, de nombreux
modes de guidage vertical, comme indiqué ci-dessous à titre d'illustration non
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exhaustive. A chaque mode de guidage vertical est associé un mode du
système 3 de régulation de la poussée.
Mode de guidage vertical du pilote Mode du système 3 de régulation de
automatique 2 la poussée.
ALT : Maintien d'altitude SPEED: maintien de vitesse
ALT* : Capture d'altitude SPEED : maintien de vitesse
SRS : Montée initiale et THR : Maintien d'une
remise des gaz poussée
OP CLB : Montée à THR : Maintien d'une
poussée constante poussée
OP DES : Descente à THR : Maintien d'une
poussée constante poussée
VS : Maintien d'une vitesse SPEED : maintien de vitesse
verticale
FPA : Maintien d'une pente SPEED: maintien de vitesse
CLB : Montée selon un THR : Maintien d'une
profil poussée
DES Descente selon un SPEED ou THR selon le
profil profil
G/S : Maintien d'un axe SPEED : maintien de vitesse
glide
G/S* : Capture d'un axe SPEED: maintien de vitesse
glide
Dans ce cas, le dispositif 1 sélectionne certains desdits modes de
guidage vertical différents possibles, qui sont dits modes de guidage vertical
5 sélectionnés, et, en cas de détection d'une perte de l'information de
vitesse, il
fait fonctionner ledit pilote automatique 2 selon l'un desdits modes de
guidage
vertical sélectionnés.
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Dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1 utilise
seulement les modes de guidage vertical sélectionnés suivants
ALT/SPEED, OP CLB/THR et OP DES/THR.
Ces trois modes sélectionnés permettent :
- de faciliter la compréhension par l'équipage du mode de fonctionnement
courant. L'utilisation est également simplifiée, car les interfaces usuelles,
permettant de sélectionner une altitude de référence et d'engendrer des
changements de niveau (mise en montée/descente) ou des mises en palier,
sont inchangées ;
- de gérer au mieux toutes les situations de vol, pour lesquelles le pilote
automatique 2 est utilisé (maintien de palier, montée puis capture/maintien de
palier, descente puis capture/maintien de palier) ; et
- d'obtenir un guidage de l'avion, à court et moyen termes, qui est cohérant
avec les objectifs initiaux de l'équipage, et ceci quelle que soit la
situation
initiale lors de la perte de l'information de vitesse.
Les transitions entre l'état initial du pilote automatique 2 au moment
de la détection de perte d'information de vitesse et le mode final peuvent
être
déterminées de la façon suivante (avec VSt une vitesse verticale et FPAt la
pente) :
Mode de guidage vertical Mode résultant
initial (avant la détection) (sans information de vitesse)
ALT, ALT* ALT
SRS, OP CLB, CLB OP CLB
OP DES OP DES
(IVStl<500ft/min) (IFPAtl<1 ) ALT
OP CLB
(VSt>500ft/min) (FPAt>1 )
(VSt<-500ft/min) (FPAt<-1 ) OP DES
G/S, G/S* ALT
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Grâce aux moyens 15, l'équipage peut être informé du nouveau mode
de fonctionnement du pilote automatique 2 (ou du système 3), de ses
limitations et des changements de modes éventuels intervenus. Dans une
variante particulière, une information synthétique, par exemple AP
Alternate , qui est affichée sur l'écran 17 peut être suffisante pour
comprendre le nouveau mode de fonctionnement du pilote automatique 2.
Dans un premier mode de réalisation, le dispositif 1 utilise l'assiette de
l'avion comme paramètre de contrôle du pilote automatique 2, et le régime
moteur comme paramètre de contrôle du système 3 de régulation de la
poussée. De préférence, ces valeurs sont choisies de manière à maintenir la
vitesse de l'avion au milieu du domaine de vol (afin de maximiser les marges
par rapport aux limites minimale et maximale).
De plus, de préférence, lesdites valeurs d'assiette et de régime
moteur sont choisies identiques aux valeurs actuellement fournies à
l'équipage, dans la procédure usuelle que l'équipage doit appliquer en cas de
perte d'information de vitesse lorsque le pilote automatique 2 n'est plus
disponible. Dans une première possibilité de ce premier mode de réalisation,
on considère un objectif de guidage selon le mode ALT.
Dans le mode ALT usuel, le pilote automatique 2 maintient une
altitude, en général l'altitude sélectionnée sur le panneau de commande
(FCU) du pilote automatique 2.Au point de vol déterminé par l'altitude de
l'avion (Vref, Zmes), connaissant l'aérodynamique de l'avion, il est possible
de
déterminer, de façon usuelle, l'assiette Oref et le régime moteur N1ref en
fonction de la masse (m) et de la configuration aérodynamique (conf)
permettant un vol stabilisé en palier :
bref = f(conf, m, Zmes)
N 1 ref = f(conf, m, Zmes)
En cas de perte de l'information de vitesse, le pilote automatique 2
asservit cette valeur d'assiette Oref et le système 3 de régulation de la
poussée applique ledit régime moteur N1 ref.
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En raison d'erreurs de modélisation, le point d'équilibre résultant de
l'asservissement de ces valeurs est proche du palier, mais risque de diverger
lentement, et de rendre son fonctionnement incompréhensible par l'équipage.
Aussi, l'assiette utilisée par le pilote automatique 2 est, d'une part,
ajustée afin
de maintenir le palier, et d'autre part, limitée pour notamment éviter une
incidence trop élevée pouvant conduire à un décrochage. Cette correction est,
de plus, filtrée de manière à retenir uniquement la composante à long terme
permettant d'éviter des divergences.
De plus, la différence hadj entre l'assiette eu déterminée pour
maintenir le palier et l'assiette de référence Bref est réintroduite comme un
ajustement sur le régime moteur de référence N 1 ref. Le taux d'échange entre
une variation de poussée et le régime moteur étant en général connu dans le
système 3, il est facile de convertir une variation d'assiette (assimilable à
une
variation de pente) en une variation de poussée, donc en une variation de
régime moteur.
Dans cette réalisation, les valeurs de référence Bref et N1ref sont
identiques, pour les mêmes masses et niveaux de vol, à celles indiquées dans
des tables dont dispose aujourd'hui l'équipage en cas de perte de vitesse.
La valeur hadj correspond à l'ajustement permettant de compenser la
différence entre le modèle de l'avion et l'aérodynamique de l'avion.
Dans une seconde possibilité du premier mode de réalisation précité,
on considère un objectif de guidage selon l'un des modes OP CLB ou OP
DES.
En mode de montée/descente (respectivement OP CLB / OP DES) le
système 3 est maintenu au minimum/maximum (respectivement Idle / CLB).
La poussée étant figée, le pilote automatique 2 asservit une assiette
(6refCLB, 6refDES) qui est déterminée, de façon usuelle, en fonction de la
masse (m) et de l'altitude de l'avion (Zmes) connaissant la vitesse de
référence (Vref) et la configuration aérodynamique (conf)
BrefCLB= f(conf, m, Zmes)
erefDES = f(conf, m, Zmes)
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De préférence, ces valeurs sont identiques, pour les mêmes masses
et niveaux de vol, à celles indiquées dans des tables usuelles dont dispose
l'équipage en cas de perte de vitesse.
De plus, la valeur hadj qui correspond à l'ajustement permettant de
compenser la différence entre le modèle de l'avion et l'aérodynamique de
l'avion, peut également être mémorisée et utilisée dans les modes OP CLB et
OP DES afin de compenser les différences entre le modèle de l'avion et
l'aérodynamique de l'avion.
Dans ce premier mode de réalisation, lorsque le système 3 n'est pas
engagé, le mode de fonctionnement du pilote automatique 2 décrit ci-dessus
ne permet pas de maintenir l'avion dans un domaine de vitesses acceptable si
le régime moteur effectif est significativement différent du régime de
référence.
Aussi, dans ce cas, l'assiette utilisée par le pilote automatique 2 est
ajustée de manière à compenser la différence entre le régime actuel Nlact et
le régime de référence N1 ref.
Une variante consiste à déterminer l'assiette eu utilisée par le pilote
automatique 2 comme une fonction de la masse, de l'altitude et du régime
moteur actuel :
eu = f( conf, m, Zmes, N 1 act).
Dans ces réalisations, les valeurs d'assiette sont déterminées de
manière à correspondre aux valeurs de tables fournies dans les procédures
usuelles, lorsque le régime moteur actuel correspond aux valeurs de ces
tables.
Dans ces réalisations, l'équipage peut, en ajustant manuellement la
poussée, maintenir le palier, amener l'avion en descente (en réduisant la
manette des gaz) ou en montée (en augmentant la manette des gaz).
Ce mode de fonctionnement du pilote automatique 2 est donc
acceptable pour toutes les phases de vol de l'avion.
Par ailleurs, dans un second mode de réalisation, ledit dispositif 1
utilise l'incidence de l'avion comme paramètre de contrôle du pilote
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automatique 2, et le régime moteur comme paramètre de contrôle du système
3 de régulation de la poussée. De préférence, cette valeur d'incidence est
choisie au centre du domaine d'incidences, qui peut être affiché, de façon
usuelle, en lieu et place de l'échelle de vitesses en cas de perte de
5 l'information de vitesse.
Dans une première possibilité de ce second mode de réalisation, on
considère un objectif de guidage selon le mode ALT.
De manière identique au premier mode de réalisation précité, le pilote
automatique 2 et le système 3 de régulation de la poussée peuvent asservir
10 une altitude en utilisant l'incidence de référence (déterminée à partir de
la
configuration) et un régime moteur N1ref déterminée pour maintenir le palier à
l'incidence de référence aref :
aref = f(conf)
N 1 ref = f(conf, m, Zmes)
15 De plus, l'incidence utilisée par le pilote automatique 2 est ajustée
afin de maintenir le palier, et elle est limitée pour notamment éviter une
incidence trop élevée pouvant conduire à un décrochage. Cette correction est,
de plus, filtrée de manière à ne retenir que la composante à long terme
permettant d'éviter des divergences.
En outre, la différence entre l'incidence au déterminée pour maintenir
le palier et l'incidence de référence aref est réintroduite comme un
ajustement sur le régime moteur de référence N 1 ref. Le taux d'échange entre
une variation de poussée et le régime moteur étant en général connu dans le
système 3, il est facile de convertir une variation d'incidence (assimilable à
une variation de pente) en une variation de poussée, et donc en une variation
de régime moteur.
Dans une seconde possibilité du premier mode de réalisation précité,
on considère un objectif de guidage selon l'un des modes OP CLB ou OP
DES.
Dans ce cas, l'incidence de référence aref peut également être
utilisée pour la montée ou la descente, en adaptant à travers le système 3 le
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régime moteur à une valeur minimal (Idle) pour la descente et à une valeur
maximale (CLB) pour la montée. Le pilote automatique 2 asservit l'incidence
en fonction de la poussée.
Par ailleurs, lorsque le système 3 n'est pas engagé, le mode de
fonctionnement du pilote automatique 2 décrit ci-dessus permet de maintenir
l'avion dans un domaine d'incidences acceptable. Le pilote peut à travers des
ajustements de poussée, choisir la pente de l'avion (maintenir
approximativement le palier, monter, descendre).
Par ailleurs, dans une variante de réalisation particulière, lesdits
premier et second modes de réalisation sont combinés afin de couvrir des
domaines de vol complémentaires. Dans ce cas
- lorsque l'avion est dans une configuration aérodynamique lisse (avec les
becs et volets non sortis), le dispositif 1 utilise comme paramètres de
contrôle
l'assiette de l'avion et le régime moteur ; et
- lorsque l'avion est dans une configuration aérodynamique sustentée (becs et
volets sont plus ou moins sortis), ledit dispositif 1 utilise comme paramètres
de contrôle l'incidence de l'avion et le régime moteur.
