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Système optique d'éclairage pour aéronef
La présente invention concerne un système d'éclairage
embarqué pour aéronef et concerne plus particulièrement un système
optique d'éclairage asservi pour aéronef capable d'assurer au moins
une partie des fonctions d'éclairage, notamment une combinaison de
ces fonctions, lors des différentes phases d'atterrissage, de roulage et
de décollage de l'aéronef en conditions de nuit.
Dans l'état de la technique, les systèmes d'éclairage de piste
embarqués sur les aéronefs sont constitués d'un ensemble de plusieurs
dispositifs d'éclairage activés en fonction des phases de vol ou de
roulage de l'aéronef. Le système d'éclairage dans son ensemble est
ainsi capable de proposer une fonction de roulage, généralement
désignée par le terme anglo-saxon Taxi Light , une fonction de
virage, connue généralement sous le terme de Runway TurnOff
Light , une fonction de décollage ( TakeOff Light ), et une fonction
d'atterrissage ( Landing Light ).
Ces fonctions sont assurées par un ensemble de projecteurs
distincts fixés sur la jambe de train d'atterrissage ainsi que dans le
bord d'attaque des ailes, dans l'emplanture de l'aile ou sous l'aile
pour certains projecteurs escamotables.
De nuit, lors des phases d'atterrissage, de décollage, de roulage
sur piste ou sur voie de circulation ( Taxiway , en langue anglaise),
ces différents systèmes d'éclairage sont utilisés successivement ou
simultanément afin de permettre au pilote d'identifier l'espace dans
lequel il doit évoluer de nuit.
Les projecteurs distincts entrant dans la constitution du
système d'éclairage sont capables d'émettre des faisceaux lumineux
dont la distribution d'intensité et le pointage sont adaptés au besoin en
visibilité des pilotes.
Dans le cadre de systèmes d'éclairage embarqués à bord
d'avions, en phase d'approche, les projecteurs d'atterrissage
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( Landing Light ) pointent suivant la pente rectiligne de descente de
l'avion. Lors de cette phase, la zone à éclairer correspond à l'endroit
de la piste où l'avion doit toucher le sol. C'est en effet à cet endroit
que le pilote doit porter son regard.
Lors de l'atterrissage, et plus particulièrement lors de la phase
de toucher, désignée généralement par le terme anglo-saxon touch
down , et plus précisément avant que les roues des trains principaux
ne touchent la piste, l'assiette de l'avion varie. La trajectoire de
l'avion s'arrondit pour qu'elle devienne tangente à la piste.
Rapidement après cette phase de toucher, le train avant vient en
contact avec le sol. Ce sont alors les projecteurs de décollage
( TakeOff light ) qui prennent le relais, leur pointage étant
sensiblement parallèle au sol. Ces projecteurs fournissent l'éclairage
au sol le plus loin possible devant l'avion. Lors de cette phase, la zone
à éclairer correspond à l'extrémité de la piste.
Lors des phases d'approche et d'atterrissage, le faisceau
lumineux délivré par le système d'éclairage présente une distribution
spatiale d'intensité lumineuse identique. Cette distribution spatiale est
collimatée sur la direction de pointage.
En phase de roulage, ce sont les projecteurs de roulage ( Taxi
light ) et de virage ( Runway TurnOff light ) qui sont utilisés sur
les voies de circulation ( Taxiway ) pour quitter ou accéder à la
piste. Lors de ces phases, l'éclairage est caractérisé par une
distribution lumineuse fortement étalée horizontalement afin
d'identifier un obstacle aux abords de l'aéronef, principalement devant
le cockpit et devant les ailes. Ce faisceau doit rester concentré
verticalement et être rabattu vers le sol pour minimiser les risques
d'éblouissement des personnels de piste croisant le faisceau.
Les systèmes d'éclairage selon l'état de la technique,
embarqués sur les aéronefs, présentent un certain nombre
d'inconvénients notables.
En premier lieu, les projecteurs mis en oeuvre sont fixes. Leur
orientation ne peut dès lors en aucun cas suivre les variations
angulaires d'incidence de l'aéronef lors des phases d'atterrissage et de
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décollage, notamment lors de variations de direction ou de force des
vents dominants. L'assiette de l'aéronef peut à cet égard varier de
manière importante lorsque la direction ou la force des vents
dominants varie, alors qu'il est nécessaire d'obtenir une bonne
précision de pointage du faisceau lumineux. L'éclairage ainsi réalisé
sur la piste peut être très variable et peu performant.
En second lieu, comme indiqué précédemment, l'ensemble des
équipements assurant les diverses fonctions d'éclairage décrites
précédemment est généralement constitué de blocs optiques distincts,
ce qui contribue à augmenter la masse totale du système d'éclairage
embarqué à bord d'un aéronef. Or, comme on le sait, dans le domaine
de l'aéronautique, la masse constitue un paramètre critique.
Par ailleurs, la consommation électrique, l'encombrement et le
nombre d'emplacements nécessaires pour assurer un éclairement
satisfaisant au regard des performances demandées, créent une
contrainte d'implantation et d'alimentation électrique notable.
Enfin, l'allumage simultané des faisceaux d'atterrissage et de
décollage peut dégrader la perception visuelle des pilotes en diminuant
le contraste des zones observées.
Le but de l'invention est donc de pallier ces inconvénients et
de proposer un système d'éclairage pour aéronef permettant de pallier
les inconvénients liés à l'utilisation des systèmes d'éclairage
conventionnels et, notamment, de proposer un projecteur hybride
d'éclairage capable de mettre en uvre au moins une partie des
fonctions d'éclairage, notamment une combinaison de plusieurs
fonctions nécessaires lors des diverses phases de vol ou de roulage
d'un aéronef.
L'invention a donc pour objet un système optique d'éclairage
pour aéronef comprenant un bloc optique configurable selon les phases
de vol ou de roulage de l'aéronef pour émettre un faisceau lumineux
dont les caractéristiques dépendent desdites phases de vol ou de
roulage.
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Il s'agit notamment de proposer un système d'éclairage asservi
pouvant fournir un éclairage dont les caractéristiques sont modifiées
en fonction des phases de vol ou de roulage.
En d'autres termes, l'invention propose un système d'éclairage
permettant, non seulement, de diminuer le nombre des équipements
nécessaires à la mise en uvre de l'ensemble des fonctions d'éélairage
mais capable également d'optimiser la visibilité des zones éclairées.
Ainsi, grâce à l'utilisation d'un bloc optique configurable, il
est possible d'utiliser un unique équipement dont la direction de
pointage et la distribution spatiale d'intensités peuvent varier en
fonction des différentes phases de vol ou de roulage précédemment
évoquées.
On notera en effet que les caractéristiques configurables du
faisceau lumineux émis par le bloc optique sont notamment constituées
par la forme du faisceau lumineux et/ou son orientation.
Selon une autre caractéristique de l'invention, le système
optique d'éclairage comporte des moyens de détection des phases de
vol ou de roulage de l'aéronef et des moyens pour modifier les
caractéristiques du faisceau lumineux émis en fonction des phases
détectées.
Le système peut comporter des moyens de détection
comprenant des moyens de mesure de l'assiette de l'aéronef.
Les moyens de mesure de l'assiette peuvent comporter au
moins un capteur de type accéléromètre et de préférence un
accéléromètre et un gyromètre, associés à des moyens de filtrage.
Selon encore une autre caractéristique de l'invention, les
moyens de détection comportent un capteur de mesure de l'inclinaison
du faisceau lumineux par rapport à un axe de l'aéronef.
Par exemple, les moyens de détection utilisent des informations
de contact du train d'atterrissage de l'aéronef avec le sol.
Dans un mode de réalisation, le système optique comporte un
support fixe pour son montage sur l'aéronef et un support mobile
déplaçable par rapport au support fixe et sur lequel est fixé un élément
configurable du bloc optique, et des moyens de commande du
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déplacement du support mobile en fonction des phases de vol ou de
roulage de l'aéronef.
Dans un mode de réalisation, l'ensemble du bloc optique est
monté sur le support mobile pour être orientable en fonction des
phases de vol ou de roulage. Il s'agit en d'autres termes d'orienter
l'ensemble du bloc optique pour modifier la direction de pointage du
faisceau lumineux.
Dans un autre mode de réalisation, le bloc optique comporte un
réflecteur mobile monté sur le support mobile.
La source peut également être montée sur le support mobile.
Selon encore un autre mode de réalisation, le bloc optique
comporte un dispositif optique placé sur le trajet du faisceau lumineux
émis par la source lumineuse, ledit dispositif constituant un dispositif
déviateur du faisceau lumineux et étant monté sur le support mobile.
Selon encore un autre mode de réalisation, la source lumineuse
comporte un ensemble de diodes électroluminescentes actionnables
sélectivement selon les phases de vol ou de roulage de l'aéronef.
Dans divers modes de réalisation, les moyens de commande du
déplacement du support mobile comportent un actionneur
motoréducteur ou un électro-aimant bistable.
Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un système
optique d'éclairage pour aéronef, dans lequel un bloc optique est
configurable selon les phases de vol ou de roulage de l'aéronef pour
émettre un faisceau lumineux dont les caractéristiques d'étalement et
de pointage dépendent desdites phases de vol ou de roulage et qui
comporte des moyens de détection des phases de vol ou de roulage de
l'aéronef et des moyens pour modifier les caractéristiques du faisceau
lumineux émis en fonction des phases détectées. Les moyens de
détection comporte des moyens de mesure de l'assiette de l'aéronef
comportant au moins un capteur accéléromètre ou gyromètre. Le
système optique comporte un support fixe pour le montage du système
optique sur l'aéronef et un support mobile déplaçable par rapport au
support fixe et sur lequel est fixé un élément configurable du bloc
optique, et des moyens de commande du déplacement du support
mobile en fonction des phases de vol ou de roulage de l'aéronef.
Date Reçue/Date Received 2021-02-22
Sa
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 :
les figures 1 à 4 sont des schémas illustrant les
principales phases de vol ou de roulage d'un aéronef,
et expliquant, notamment, les variations de pointage
et de distribution d'intensité d'un faisceau lumineux
émis par un système optique d'éclairage d'aéronef ;
la figure 5 est une vue générale d'un système optique
d'éclairage conforme à l'invention ;
les figures 6a et 6b montrent des détails du système
optique d'éclairage de la figure 5
Date Reçue/Date Received 2021-02-22
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la figure 7 est un schéma synoptique général des
moyens utilisés pour modifier la configuration du
faisceau lumineux du système d'éclairage de la figure
5;
les figures 8 à 14 montrent divers modes de
réalisation des moyens de commande du déplacement
du support mobile sur lequel est monté un élément
configurable du bloc optique ; et
les figures 15 et 16 montrent un autre exemple de
mise en uvre d'un système optique d'éclairage pour
aéronef conforme à l'invention, utilisant des diodes
électroluminescentes configurables.
On se référera tout d'abord aux figures 1 à 4 qui illustrent
différentes phases de vol et de roulage d'un avion et qui montrent
notamment l'angle de pointage du faisceau lumineux émis par le
système optique d'éclairage de l'avion.
Comme on le voit sur la figure 1, et comme indiqué
précédemment, en phase d'approche, avant l'atterrissage, l'axe du
faisceau est pointé suivant la pente de descente en altitude de l'avion
et ce, en tenant compte des divers angles d'attaque de l'avion.
Pendant toute cette phase, et notamment pendant la phase dite
aérienne et plus particulièrement pendant la phase de descente
rectiligne, la zone de la piste à éclairer correspond à la zone de
toucher. Lors de la phase d'approche, l'angle d'attaque de l'avion est
voisin de 3 par rapport à l'horizontale absolue. Par conséquent,
l'angle que forme le faisceau lumineux d'éclairage émis par le système
d'éclairage est déterminé à partir de l'angle d'atterrissage et de
l'angle d'attaque de l'avion. Le projecteur est généralement pointé
selon un angle de 6 à 10 par rapport à l'axe de l'avion.
Comme on le voit sur cette figure, en phase de toucher ou
toue h down , juste avant que les roues des trains principaux ne
touchent la piste, la trajectoire de l'avion s'arrondit de manière à être
sensiblement tangente au sol. Cette phase est généralement désignée
par le terme d'arrondi. Au cours de cette phase, l'éclairage doit
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toujours être pointé vers la zone où l'avion va toucher le sol de sorte
que l'angle que forme le faisceau lumineux par rapport à l'axe général
de l'avion doit être asservi et modifié, c'est-à-dire augmenté, de
manière que le système d'éclairage pointe toujours vers la zone de
toucher.
Par la suite, lorsque les trains principaux touchent le sol,
pendant la phase de roulage, le système d'éclairage entame une
correction de son pointage pour qu'au final, l'éclairage pointe vers
l'extrémité de la piste, à grande distance de l'avion. En d'autres
termes, lors de cette phase de roulage et jusqu'à la fin de la phase de
freinage, le système d'éclairage pointe horizontalement, parallèlement
à l'axe général de l'avion.
Par conséquent, à partir de la phase de rotation, c'est-à-dire à
partir du moment où les trains principaux de l'avion entrent en contact
avec la piste, jusqu'à ce que la jambe de train avant contacte le sol, le
système d'éclairage redresse le faisceau jusqu'à un angle proche de
l'horizontale pour pointer au plus loin devant le cockpit. Pendant toute
la phase d'atterrissage, le système d'éclairage éclaire donc la piste en
continu.
Lorsque le train avant vient en contact avec le sol, le pointage
est pratiquement parallèle au sol. Il est plus précisément décalé de
0,5 vers le bas par rapport au sol.
En se référant à la figure 2, lors de la phase de décollage, et
plus précisément lorsque toutes les roues de l'avion sont au contact du
sol ( phase de roulage avec toutes les roues au sol ), le système
d'éclairage pointe au plus loin vers l'avant de l'avion de sorte que le
faisceau lumineux est sensiblement parallèle au sol. Dès que le train
avant quitte le sol (phase de rotation), le système d'éclairage modifie
son pointage en rabattant régulièrement le faisceau de manière à tenir
compte de l'incidence de l'axe de l'avion afin d'éclairer en
permanence la piste. En d'autres termes, au cours de cette phase de
décollage, jusqu'à la phase aérienne, l'angle formé par le système
d'éclairage par rapport à l'axe général de l'avion augmente
régulièrement.
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En outre, en se référant aux figures 3 et 4, en fin d'atterrissage
(figure 3), puis lors du roulage sur les voies de circulation
( Taxiways ), c'est-à-dire lorsque l'avion quitte la piste (figure 4),
l'éclairage doit être rabattu vers le bas afin de minimiser autant que
possible la lumière au dessus de l'horizon, afin d'éviter les risques
d'éblouissement.
Horizontalement, la distribution lumineuse est modifiée de
manière à éclairer les abords de l'avion, devant le cockpit et les ailes,
et environ une centaine de mètres au-delà.
Au cours de cette phase, le faisceau lumineux est caractérisé
par un fort étalement horizontal afin d'identifier un obstacle au sol
devant le cockpit ou devant les ailes.
Une adaptation inverse du faisceau lumineux est également
nécessaire lorsque l'avion quitte les voies de circulation pour
rejoindre la piste, avant le décollage.
On a représenté sur les figures 5, 6a et 6b, un système optique
d'éclairage conforme à l'invention permettant d'émettre un faisceau
dont les caractéristiques correspondent aux diverses phases de vol et
de roulage qui viennent d'être décrites. Il s'agit, en particulier, de
modifier dynamiquement le pointage et l'étalement du faisceau en
fonction des phases de vol et de roulage.
Comme on le voit sur ces figures, le système d'éclairage,
désigné par la référence numérique générale 1, comporte
essentiellement un bloc optique 2 comportant une source lumineuse et
un dispositif optique et est monté sur un support 3 comportant une
partie fixe 4 et une partie mobile 5 sur laquelle est monté un élément
con figurable du bloc optique. L'ensemble est monté sur un tambour
qui vient se monter sur l'emplanture de l'aile et est recouvert d'une
surface vitrée qui suit le fuselage de l'avion.
Comme cela sera détaillé par la suite, la configuration du
faisceau lumineux émis par le système optique peut être modifiée soit
en agissant sur l'ensemble du bloc optique, soit en modifiant le
positionnement de la source lumineuse ou d'un élément optique du
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système d'éclairage, ou encore en modifiant la configuration de la
source.
Toutefois, la modification de l'angle de pointage et de
l'étalement du faisceau lumineux est effectuée de manière dynamique
au cours de la phase de vol ou de roulage.
Pour ce faire, le système d'éclairage est en outre doté d'un
ensemble de capteurs incorporés au sein d'une centrale inertielle. En
variante, le système d'éclairage comporte des moyens de détection de
roulage de l'aéronef utilisant des informations de contact du train
d'atterrissage avec le sol. Dans ce cas, le système d'éclairage est
capable en outre de recevoir des informations véhiculées sur le bus
numérique du réseau de bord indiquant, par exemple, les moments où
les trains principaux et le train avant sont en contact avec le sol ou
quittent le sol. Bien entendu, on ne sort pas du cadre de l'invention
lorsque le système d'éclairage est doté de capteurs incorporés à une
centrale inertielle et reçoit en outre des informations véhiculées sur le
bus numérique du réseau de bord.
Ainsi, en se référant à la figure 7, qui correspond à un mode de
réalisation utilisant des capteurs, le système d'éclairage comporte des
moyens de détection de phases de vol ou de roulage, référencés 7, qui,
après filtrage mis en oeuvre au sein d'un étage 8 de filtrage, délivrent
des informations à une unité centrale de commande 9 traduisant le
comportement de l'avion, laquelle pilote le fonctionnement d'un
moteur 10 agissant sur le support mobile.
L'unité centrale incorpore tous les moyens matériels et
logiciels lui permettant d'agir sur la configuration du faisceau
lumineux. En particulier, à partir des informations délivrées par les
capteurs, combinées le cas échéant, comme indiqué précédemment,
avec des informations véhiculées sur le réseau de bord de l'aéronef,
concernant par exemple la position du train d'atterrissage ou
traduisant une phase de touché , l'unité centrale 9 détermine la
phase de vol, par exemple par comparaison avec des valeurs de seuil
d'inclinaison, acquiert les valeurs d'angle de pointage et d'étalement
du faisceau lumineux et en déduit la modification à apporter à ces
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valeurs d'angle de pointage et d'étalement en fonction de phases de
vol ou de roulage. Par exemple, après détection de la phase de vol ou
de roulage, les valeurs d'angle et d'étalement sont modifiées pour être
réglées à des valeurs prédéterminées, stockées en mémoire,
5 correspondant chacune à la phase détectée.
Bien entendu, des commandes manipulables par le pilote
peuvent également être utilisées pour modifier manuellement, à la
demande, la configuration du faisceau lumineux.
Les moyens de mesure 7 assurent en premier lieu une mesure de
10 l'inclinaison de l'avion par rapport à l'horizontale absolue.
Cette mesure est mise en oeuvre au moyen d'un accéléromètre
7a et d'un gyromètre 7b.
L'accéléromètre 7a fournit un angle absolu d'inclinaison de
l'avion tandis que le gyromètre 7b fournit une mesure du déplacement
angulaire de l'avion pendant une période de temps déterminée.
L'accéléromètre et le gyromètre sont intégrés au sein d'une
centrale inertielle qui permet de connaître en permanence la position
angulaire absolue de l'avion par rapport à l'horizontale.
On notera néanmoins qu'en pratique, l'accéléromètre et le
gyromètre présentent tous deux des défauts qui altèrent les mesures et
donc les calculs angulaires.
En effet, l'accéléromètre 7a est efficace quand le système dont
il dépend, c'est-à-dire dont il mesure la variation d'inclinaison, varie
lentement, et lorsque les temps de calcul sont lents, c'est-à-dire
lorsque la période d'échantillonnage est relativement grande. Le
principe de fonctionnement de l'accéléromètre étant de se baser
uniquement sur l'accélération de la pesanteur pour calculer un angle
par rapport à l'horizontale absolue, il est nécessaire d'éliminer les
accélérations externes parasites, comme les vibrations ou les
variations brutales de vitesse que subit l'avion pendant la phase
d'atterrissage.
Le gyromètre, quant à lui, est efficace lorsque le système dont
il dépend varie rapidement et lorsque les temps de calcul sont courts,
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Il
c'est-à-dire lorsque la période d'échantillonnage est relativement
faible.
L'inconvénient majeur du gyromètre est qu'il est soumis à une
dérive gyroscopique. En d'autres termes, le gyroscope délivre une
mesure entachée d'une erreur systématique qui, multipliée par un
temps, s'accroît au fur et à mesure des estimations d'angle. Il peut
également présenter une erreur systématique de décalage ( offset ),
indépendante du temps, qui est simple à corriger en appliquant ce
même décalage mais de signe opposé à la mesure.
Au vu de ce qui précède, les mesures délivrées par
l'accéléromètre sont généralement perturbées par les accélérations
brusques et les vibrations qui ont, par nature, une fréquence élevée.
Les mesures issues du gyromètre sont quant à elles associées à la
dérive gyroscopique qui se situe dans le domaine des basses
fréquences. Ainsi, chaque capteur délivre des valeurs exploitables soit
à hautes fréquences, en ce qui concerne le gyromètre, soit à basses
fréquences, en ce qui concerne l'accéléromètre. Les mesures fournies
par les deux capteurs sont donc complémentaires.
Ainsi, le filtrage mis en uvre par l'étage 8 de filtrage consiste
à appliquer à chaque mesure un filtre qui se compose d'un filtre passe-
haut et d'un filtre passe-bas. Il s'agit également de corriger, comme
indiqué précédemment, l'erreur systématique de décalage.
Le filtre passe-haut est appliqué aux mesures issues du
gyromètre, tandis que le filtre passe-bas est appliqué aux mesures
délivrées par l'accéléromètre. On notera qu'afin d'éviter de perdre des
informations, la fréquence de coupure du filtre passe-bas et la
fréquence de coupure du filtre passe-haut sont identiques pour les deux
filtres.
En parallèle, les moyens de mesure 7 mettent en oeuvre une
mesure de l'inclinaison du faisceau lumineux émis par le système
optique d'éclairage. Les moyens de mesure 7 sont ainsi dotés d'un
capteur 7e, constitué soit par un capteur angulaire soit par un capteur
de déplacement linéaire. Ces capteurs utilisent un potentiomètre, qui
constitue une résistance variable, en forme de couronne dans le cas
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d'un capteur angulaire. Un tel capteur est avantageusement disposé à
l'extrémité de la chaîne mécanique entraînée en rotation par le moteur
10, le faisceau ne pivotant que sur une dizaine de degrés.
Bien entendu, on ne sort pas du cadre de l'invention lorsque
l'on utilise d'autres types de capteurs, par exemple optiques. De tels
capteurs incrémentaux peuvent être placés directement à la sortie du
moteur car ils permettent de compter directement le nombre de tours
effectués par le moteur. L'avantage d'un tel capteur est qu'il fournit
en sortie un signal numérique, évitant ainsi de réaliser
l'échantillonnage nécessaire lors de la mise en oeuvre d'un
potentiomètre.
On pourra également utiliser, en variante, des capteurs à effet
Hall. Tout comme les codeurs optiques, de tels capteurs sont
avantageux dans la mesure où ils sont sans contact, évitant ainsi
d'induire un couple résistant.
On pourra également utiliser un capteur angulaire capacitif,
également sans contact. Un tel capteur est généralement composé de
deux lames de condensateur disposées face à face, à faible distance
l'une de l'autre, et d'une languette orientable venant perturber le
champ électrique créé entre les lames en fonction de l'inclinaison
mesurée.
On va maintenant décrire, en référence aux figures 8 à 16,
différents modes de mise en oeuvre des moyens de commande du
déplacement du support mobile pour configurer un ou plusieurs
éléments configurables du bloc optique en fonction de la phase de vol
ou de roulage de l'aéronef.
Comme indiqué précédemment, l'élément configurable du bloc
optique peut soit être constitué par l'ensemble du bloc optique ou par
un élément interne du bloc capable, lorsqu'il est déplacé, de modifier
l'angle de pointage et/ou l'étalement du faisceau.
En se référant tout d'abord à la figure 8, on voit que le moteur
10 est, dans ce mode de réalisation, lié à un dispositif d'accouplement
11 en prise avec un axe A entraîné en rotation par le moteur 10. Le
moteur 10 est par exemple constitué par un actionneur motoréducteur.
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L'axe A est ici en appui sur une butée 12 et est associé à une liaison
linéaire annulaire 13 assurant un guidage en rotation de l'axe A. Dans
ce mode de réalisation, le capteur 7c de mesure de l'inclinaison du
faisceau est constitué par un capteur angulaire. Ce capteur 7e est dès
lors placé sur la butée 12.
L'axe A est encore associé à un système à vis sans fin 14.
L'axe A' de rotation du bloc optique est, quant à lui, en appui
sur une butée axiale 15 fixe et est associé à une liaison linéaire
annulaire 16 et à une liaison pivot 17 en prise avec une roue 18 qui
coopère avec la vis sans fin 14 de sorte qu'une rotation de l'axe A du
dispositif d'accouplement 11 provoque un déplacement de la roue 18 et
une orientation consécutive du bloc optique.
Dans le mode de réalisation de la figure 9, sur lequel on
reconnaît le moteur 10 qui entraîne en rotation un axe A du dispositif
d'accouplement 11, lui-même associé à des liaisons linéaires
annulaires 13 et en appui sur la butée de blocage 12 associée au
capteur de mesure 7c, le dispositif d'accouplement 11 est doté d'un
système vis/écrou 19 dont l'écrou est lié à un étrier 20 associé à une
biellette 21 liée à la liaison pivot 17 de sorte qu'une rotation de l'axe
A provoque, de la même façon, une orientation de l'axe A' de rotation
du bloc optique.
Ainsi, en se référant aux figures 10 et 11, ces modes de
réalisation permettent de provoquer la rotation de l'ensemble du bloc
optique en fonction des angles d'inclinaison de l'avion et de
l'inclinaison du faisceau.
A partir d'une position initiale (figure 10), on voit qu'une
rotation de l'ensemble du bloc optique, schématisé ici par une source S
placée dans un réflecteur R et associée à un dispositif optique D,
provoque une modification consécutive de l'angle de pointage du
faisceau lumineux F.
En se référant à la figure 12, il est également possible, en
variante, de procéder à un décalage de la source S par rapport au
réflecteur R pour provoquer une modification consécutive des
caractéristiques du faisceau lumineux F.
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En se référant à la figure 13, on peut encore provoquer une
rotation du seul réflecteur R pour provoquer une modification de
l'angle de pointage du faisceau F.
Comme visible sur la figure 14, il est encore possible de
provoquer une translation de la glace G ou vitre de protection du bloc
optique pour adapter le faisceau lumineux aux phases de vol ou de
roulage de l'avion.
Enfin, dans le mode de réalisation des figures 15 et 16, la
source lumineuse est constituée par un ensemble de diodes
électroluminescentes, telles que 22.
Dans la configuration visible sur la figure 15, seule la diode L
située sur l'axe optique du dispositif optique est activée. Comme on le
voit sur la figure 16, en procédant à l'allumage sélectif d'une diode
électroluminescente décalée par rapport à l'axe optique du système
optique d'éclairage, on peut procéder à une modification consécutive
de l'angle de pointage du faisceau lumineux F.
Bien entendu, dans le mode de réalisation des figures 15 et 16,
l'unité centrale, qui dans les modes de réalisation décrits
précédemment se charge de provoquer le déplacement de l'ensemble
du bloc optique ou d'un élément configurable de ce bloc optique,
assure ici le pilotage de l'éclairage sélectif des diodes
électroluminescentes, en fonction des phases de vol ou de roulage
détectées.
L'élément configurable du bloc optique peut avantageusement
être constitué, comme indiqué précédemment, par le réflecteur du bloc
optique ou par un dispositif optique, tel qu'une glace ou une vitre de
protection. Il peut encore s'agir du bloc optique lui-même ou de la
source lumineuse elle-même.
On notera enfin que l'invention n'est pas limitée aux modes de
réalisation décrit précédemment.
En effet, dans les exemples de réalisation décrits, le moteur 10
est constitué par un actionneur motoréducteur. Il peut encore s'agir
d'un électro-aimant ou tout autre élément capable d'assurer le
déplacement du bloc optique ou de son élément configurable.
