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CA 02935753 2016-07-08
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Système de pilotage automatique d'aéronef et procédé associé
La présente invention concerne un système de pilotage automatique d'aéronef,
comportant :
- un premier module de définition et d'application d'une commande de facteur
de
charge ;
- un deuxième module de définition et d'application d'une commande de roulis;
- un module de commande du premier module de définition et d'application et du
deuxième module de définition et d'application, propre à définir des
paramètres d'une
manoeuvre de récupération visant à ramener l'aéronef dans des attitudes de
consigne en
fin de manoeuvre à partir d'attitudes initiales.
Un tel système est destiné à améliorer les fonctionnalités d'un système de
pilotage
automatique classique d'aéronef, pour ajouter un mode de fonctionnement
permettant
d'exécuter une manoeuvre de récupération ramenant l'avion dans des attitudes
de vol
normales, sur commande de l'équipage ou automatiquement.
Les systèmes de pilotage automatique d'aéronefs permettent généralement de
maintenir l'aéronef sur une trajectoire et avec une vitesse préétablie en
élaborant et en
transmettant des ordres à des gouvernes de l'aéronef.
Ces systèmes allègent la charge de travail de l'équipage, et lui permettent de
se
concentrer sur d'autres tâches que le maintien de l'aéronef en vol suivant une
trajectoire
donnée.
Généralement, le système de pilotage automatique fonctionne dans un domaine
d'évolution donnée de l'aéronef, notamment en ce qui concerne la pente et
l'angle de gîte.
Lorsque l'aéronef est hors de ce domaine d'évolution, l'aéronef est piloté
manuellement et
le système de pilotage automatique est désactivé.
Pour assurer une conduite du vol en toute sécurité, l'équipage doit à chaque
instant percevoir en trois dimensions quelle est l'évolution courante de
l'aéronef,
notamment en termes de pente, d'assiette longitudinale, et d'angle de gîte.
Ceci lui
permet de prendre les mesures adéquates pour maintenir les attitudes de
l'aéronef, ou au
contraire les modifier lorsque cela est nécessaire pour la conduite du vol.
Dans certaines conditions extrêmes, l'équipage de l'aéronef peut se trouver
désorienté spatialement, du fait d'événements extérieurs ou par simple perte
de la
perception spatiale des attitudes de l'aéronef. Par exemple, lorsque l'aéronef
évolue dans
le brouillard l'équipage peut se retrouver sans référence extérieure et donc
se trouver
désorienté.
Une telle désorientation conduit parfois l'équipage à prendre des décisions de
pilotage affectant la bonne conduite du vol, voire remettant en cause sa
sécurité.
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Pour pallier ce problème, certains systèmes d'avionique connus prévoient un
mode particulier de pilotage automatique, activable sur appui d'un bouton
spécifique dans
le cockpit, pour effectuer une man uvre de récupération. Cette man uvre
consiste
généralement à remettre les ailes à plat, pour obtenir un angle de gîte nul,
et à remettre
l'aéronef en palier avec une pente nulle. L'équipage peut alors reprendre le
contrôle de
l'aéronef.
Un tel système ne donne pas entière satisfaction. En premier lieu, ce système
ne
peut être activé que dans le domaine de vol dans lequel le pilotage
automatique peut être
enclenché. En outre, la manoeuvre est effectuée avec une autorité forfaitaire,
quelles que
soient les conditions initiales d'évolution de l'aéronef.
Dans certains cas, la manoeuvre de récupération conduit à une sortie
potentielle
du domaine de vitesse de l'aéronef, à un passage en dessous d'une altitude de
sécurité.
Plus généralement, la manoeuvre engendre souvent un inconfort pour les
occupants de
l'aéronef qui subissent des accélérations désagréables, alors que la sévérité
de la
situation n'impose pas nécessairement de telles accélérations.
Un but de l'invention est de fournir un système permettant de replacer
l'aéronef
dans des attitudes de consigne prédéterminées en cas de désorientation de
l'équipage,
tout en minimisant le risque de sortie de l'aéronef hors de son domaine de vol
classique,
et en minimisant l'inconfort des occupants de l'aéronef.
A cet effet, l'invention a pour objet un système du type précité, caractérisé
en ce
que le module de commande comporte un sous module de calcul d'au moins un
couple
d'autorités appliquées respectivement par le premier module de définition et
d'application
et par le deuxième module de définition et d'application lors de la manoeuvre
de
récupération, les autorités étant calculées en fonction d'au moins un
paramètre courant
d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité.
L'invention a également pour objet un système de pilotage automatique
d'aéronef,
comportant un premier module de définition et d'application d'une commande de
facteur
de charge ; un deuxième module de définition et d'application d'une commande
de roulis;
et un module de commande du premier module de définition et d'application et
du
deuxième module de définition et d'application propre à définir des paramètres
d'une
man uvre de récupération visant à ramener l'aéronef dans des attitudes de
consigne en
fin de man uvre à partir d'attitudes initiales. Le module de commande comporte
un sous
module de calcul d'au moins un couple d'autorités appliquées respectivement
par le
premier module de définition et d'application et par le deuxième module de
définition et
d'application lors de la manoeuvre de récupération, le couple d'autorités
comprenant une
autorité de facteur de charge et une autorité de roulis, les autorités étant
calculées en
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fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un
paramètre de
sécurité, le premier module de définition et d'application étant configuré
pour déterminer
une commande de facteur de charge en fonction de l'autorité de facteur de
charge, le
deuxième module de définition et d'application étant configuré pour déterminer
une
commande de roulis en fonction de l'autorité de roulis.
Le système selon l'invention peut comprendre l'une ou plusieurs des
caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toute combinaison
techniquement possible :
- le paramètre de sécurité est choisi parmi une vitesse maximale
d'opération, ou
une altitude de sécurité ;
- chaque autorité appliquée est calculée pour prendre une valeur comprise
entre
une autorité classique de pilotage automatique de l'aéronef et une autorité
maximale de
pilotage manuel de l'aéronef ;
- le ou chaque paramètre d'évolution de l'aéronef est déterminé de manière
successive lors de la manoeuvre, le sous module de calcul étant propre à
calculer au
moins un couple d'autorités, sur la base du ou de chaque paramètre d'évolution
courant ;
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- le paramètre d'évolution est choisi parmi la pente, l'angle de gîte, la
vitesse
conventionnelle, et/ou l'altitude de l'aéronef ;
- les attitudes de consigne en fin de manoeuvre prédéterminées sont une
pente
nulle et un angle de gîte nul ;
- le sous module de calcul est configuré pour calculer un couple d'autorités
appliquées en fonction d'une vitesse conventionnelle mesurée de l'aéronef, le
paramètre
de sécurité étant avantageusement une vitesse maximale d'opération de
l'aéronef ;
- le sous module de calcul est propre à déterminer le premier couple
d'autorités
appliquées sur la base d'une première loi d'autorités en fonction d'une
vitesse
conventionnelle mesurée de l'aéronef, la première loi d'autorités étant
déterminée à partir
d'au moins un couple d'autorités de référence, avantageusement à partir d'au
moins trois
couples d'autorités de référence ;
- le sous module de calcul est configuré pour calculer un deuxième couple
d'autorités appliquées en fonction d'une altitude mesurée de l'aéronef, le
paramètre de
sécurité étant avantageusement une altitude de sécurité ;
- le sous module de calcul est propre à déterminer le deuxième couple
d'autorités
appliquées sur la base d'une deuxième loi d'autorités en fonction de
l'altitude de l'aéronef,
la deuxième loi d'autorités étant déterminée à partir d'au moins un couple
d'autorités de
référence, avantageusement à partir d'au moins trois couples d'autorités de
référence ;
- le sous module de calcul est propre à comparer chaque autorité du premier
couple d'autorités avec l'autorité correspondante du deuxième couple
d'autorités pour
déterminer l'autorité maximale entre les dites autorités, le premier module de
définition et
d'application et le deuxième module de définition et d'application étant
configurés pour
appliquer respectivement les autorités maximales déterminées par le sous
module de
calcul ;
- le module de commande comporte un sous module de détermination d'une
phase de vol dépendant de la pente et/ou de l'assiette de l'aéronef, le
premier module de
définition et d'application et le deuxième module de définition et
d'application étant
propres à définir une commande dépendant de la phase de vol déterminée par le
sous
module de détermination ;
- il comprend un ensemble de commande propre à commander au moins un
paramètre d'évolution de l'aéronef dans un plan vertical, dans un plan latéral
et/ou sur
l'axe vitesse lorsque l'aéronef évolue dans un domaine d'activation de
pilotage
automatique, le module de commande étant propre à être activé pour définir la
man uvre
de récupération dans le domaine d'activation de pilotage automatique et hors
du domaine
d'activation de pilotage automatique ;
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- il comprend un troisième module de définition et d'application d'une
commande
de vitesse de l'aéronef, propre à contrôler la vitesse de l'aéronef lors de la
manoeuvre de
récupération.
L'invention a aussi pour objet un procédé de pilotage automatique d'un
aéronef,
comportant les étapes suivantes :
- fourniture d'un système tel que défini plus haut ;
- activation du module de commande pour définir des paramètres d'une
manoeuvre de récupération ;
- calcul par le sous module de calcul d'au moins un couple d'autorités
destinées à
être appliquées respectivement par le premier module de définition et
d'application et par
le deuxième module de définition et d'application lors de la manoeuvre de
récupération,
les autorités étant calculées en fonction d'au moins un paramètre courant
d'évolution de
l'aéronef et d'un paramètre de sécurité ;
- élaboration par le premier module de définition et d'application et par le
deuxième module de définition d'application de commandes respectives de
facteur de
charge et de roulis pour mettre en oeuvre la manoeuvre de récupération, en
appliquant au
moins le couple d'autorités calculées par le sous module de calcul.
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre,
donnée uniquement à titre d'exemple, et faite en se référant aux dessins
annexés, sur
lesquels
- la figure 1 est une vue de côté d'un aéronef comportant un système de
pilotage
automatique selon l'invention, dans des attitudes, avant activation du système
pour
effectuer une manoeuvre de récupération ;
- la figure 2 est une vue de face de l'aéronef de la figure 1 dans des
attitudes avec
un fort angle de gîte, avant activation du système ;
- la figure 3 est une vue analogue à la figure 1 à la fin de la manoeuvre de
récupération ;
- la figure 4 est une vue analogue à la figure 2 à la fin de la manoeuvre de
récupération ;
- la figure 5 est un graphe illustrant le domaine d'activation du pilote
automatique
- la figure 6 est une vue schématique partielle du système de pilotage
automatique
selon l'invention ;
- la figure 7 illustre une première loi d'autorités calculée en fonction de
la vitesse
conventionnelle courante ; et
- la figure 8 illustre une deuxième loi d'autorités calculée en fonction de
l'altitude
courante.
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Dans tout ce qui suit, les termes (L1) et (L2) s'entendent par rapport aux
lois
d'autorités L1, L2 et non par rapport à un paramètre. Ainsi, un terme X(L1)
est le terme X
obtenu suivant la loi d'autorité L1 et le terme X(L2) est le terme X obtenu
suivant la loi
d'autorité L2.
5 Un
premier aéronef 10 selon l'invention est illustré par les figures 1 à 4.
L'aéronef
comprend au moins un moteur 12, des gouvernes 14 et des capteurs de mesure 16
de
l'orientation, de la position et du déplacement de l'aéronef 10.
L'aéronef 10 comporte en outre un cockpit 18, des organes de pilotage 20 de
l'aéronef 10 et un système 22 de pilotage automatique selon l'invention.
10 Les
gouvernes 14 comportent notamment des surfaces mobiles de la voilure et de
l'empennage propres à affecter notamment la pente GAMMA de l'aéronef 10,
représentée
sur la figure 1, et son angle de gîte PHI, représenté sur la figure 2.
Les gouvernes 14 comportent en outre des aérofreins, propres à se déployer
pour
réduire la vitesse de l'aéronef.
Les capteurs de mesure 16 comportent notamment une centrale inertielle,
éventuellement hybridée GPS, propre à déterminer à tout instant l'orientation
de l'aéronef,
notamment la pente et l'angle de gîte de l'aéronef, ainsi que sa position,
notamment son
altitude et sa vitesse par rapport au sol.
Les capteurs de mesure 16 comportent en outre au moins un capteur de pression
statique, et au moins un capteur de mesure de pression dynamique, pour
déterminer la
vitesse conventionnelle ou badin , par rapport à l'air dans lequel évolue
l'aéronef 10.
Ceci permet également de déterminer l'altitude barométrique.
Les organes de pilotage 20 comportent une centrale 23A de commande de facteur
de charge NZ (voir figure 6), et une centrale 23B de commande de roulis P
(voir figure 6)
reliées mécaniquement aux gouvernes 16.
Les centrales de commande sont pilotables manuellement par l'équipage à l'aide
d'un manche situé dans le cockpit ou sont pilotables par le système de
pilotage
automatique 22 pour réaliser respectivement une commande de roulis, et une
commande
de facteur de charge, à l'aide des gouvernes 14.
Pour atteindre une consigne de pente ou d'angle de gîte donné, chaque centrale
de commande est propre à appliquer une autorité NZAuT, PAuT pour réaliser la
man uvre.
Cette autorité NZAu-r, PAUT est exprimée par exemple sous la forme d'une
accélération
verticale en ce qui concerne le facteur de charge NZ et d'une vitesse
angulaire, en ce qui
concerne le roulis P.
Les centrales de commande 23A, 23B appliquent au plus un couple d'autorités
maximales de pilotage manuel NZAUTmax, PAUTmax pour le pilotage manuel de
l'aéronef 10 à
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l'aide du manche, en fonction de la manoeuvrabilité de l'aéronef 10 et des
accélérations
maximales supportables par les occupants de l'aéronef.
L'autorité maximale NZAu-rmax pour le facteur de charge est par exemple
inférieure
à 3 g et est comprise notamment entre 2,2 g et 2,7 g. L'autorité maximale
PAUTmax pour le
roulis est par exemple inférieure à 50 deg/s et est notamment comprise entre
35 deg/s et
45 deg/s.
Les organes de pilotage 20 comportent en outre une centrale 23C de commande,
propre à être actionnée par l'équipage ou par le système de pilotage
automatique 22 pour
réaliser une commande de poussée de chaque moteur 12, afin d'augmenter
l'énergie
mécanique de l'aéronef 10 et des centrales 23D de commande du déploiement des
aérofreins, afin de diminuer l'énergie mécanique de l'aéronef.
Le système de pilotage automatique 22 comporte d'une manière connue un
ensemble de commandes (non représenté) de l'évolution de l'aéronef dans un
domaine
d'activation 28, défini par des limites en angle de gîte et pente, et, selon
l'invention, un
ensemble 30 de récupération, visible sur le figure 6, propre à être activé
dans le domaine
d'activation 28 du pilotage automatique et hors de celui-ci.
Le système de pilotage automatique 22 comprend en particulier un ou plusieurs
calculateurs propres à loger et à exécuter des applications logicielles
relatives à
l'ensemble de commandes et à l'ensemble de récupération 30.
Dans le domaine d'activation 28, l'ensemble de commande du système de pilotage
automatique 22 est ainsi apte à piloter automatiquement les centrales de
commande 23A
à 23D pour appliquer au moins une consigne dans un plan vertical, telle qu'une
consigne
d'altitude, une consigne dans un plan latéral telle qu'une consigne de cap
ou/et une
consigne suivant l'axe vitesse de l'aéronef 10, définie par l'équipage.
Lors de l'utilisation de l'ensemble de commande, les centrales de commande du
système de pilotage automatique 22 appliquent un couple d'autorités classiques
de
pilotage automatique, NZAu-rn PAUTn prédéfinies pour le pilotage automatique
de l'aéronef
10.
Ces autorités NZAu-rn ; PAUTn sont inférieures chacune aux autorités maximales
NZAurmax PAUTmax correspondantes en pilotage manuel.
L'autorité classique de pilotage automatique NZAu-rn Pour l'accélération
verticale
est par exemple inférieure à 1,5 g et est comprise notamment entre 1,2 g et
1,4 g.
L'autorité classique de pilotage automatique P
- AUTn pour la vitesse angulaire est par
exemple inférieure à 20 deg/s et est notamment comprise entre 5 deg/s et 15
deg/s.
L'ensemble de commande est activable par l'équipage dans le domaine 28
nominal, représenté partiellement sur la figure 5 pour la pente et l'angle de
gîte. Hors de
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ce domaine d'activation 28, l'ensemble de commande n'est pas activable,
l'équipage doit
piloter manuellement l'aéronef.
Dans l'exemple représenté sur la figure 5, le domaine d'activation 28 est
borné en
pente entre une pente positive maximum GAMMAn,õ, par exemple égale à +50 et
une
pente négative minimale GAMMAmin, par exemple égale à -500. Il est également
borné en
angle de gîte par un angle de gîte maximal Philmax par exemple égal à +750 et
par un
angle de gîte minimal PHInn par exemple égal à -75 .
Dans cet exemple, le domaine 28 est donc rectangulaire dans le plan défini par
la
pente et l'angle de gîte.
Selon l'invention, l'ensemble de récupération 30 est propre à être activé par
l'équipage ou automatiquement, pour effectuer une manoeuvre de récupération
visant à
ramener l'aéronef 10 dans des attitudes de consigne en fin de manoeuvre, à
partir
d'attitudes initiales quelconques.
Dans cet exemple, les attitudes de consigne en fin de manoeuvre prédéterminées
comportent la disposition de l'aéronef 10 ailes à plat, avec un angle de gîte
nul, et remis
en palier, avec une pente nulle, comme illustré par les figures 3 et 4. Ces
attitudes de
consigne prédéterminées sont éventuellement associées à un contrôle de l'axe
vitesse.
L'aéronef 10 dans ses attitudes initiales, avant la manoeuvre de récupération,
présente par exemple un nez bas ou un angle de gîte élevé, comme illustré par
les
exemples donnés sur les figures 1 et 2. L'aéronef 10 évolue parfois hors du
domaine
d'activation 28, dans lequel l'ensemble de commande du système de pilotage
automatique 12 peut être activé.
L'ensemble de récupération 30 est propre à être activé manuellement sous
l'effet
d'une commande 32 de l'équipage, par exemple par appui sur un bouton physique
ou
virtuel situé dans le cockpit 18 de l'aéronef 10. Il est également propre à
être activé
automatiquement, par exemple lorsque l'aéronef 10 sort du domaine d'activation
28.
Selon l'invention, et dans l'exemple illustré par la figure 6, l'ensemble de
récupération 30 comprend un module d'activation 34, un premier module 36 de
définition
et d'application d'une commande NZC de facteur de charge, et un deuxième
module 38
de définition et d'application d'une commande P de roulis.
L'ensemble de récupération 30 comporte en outre un module de commande 40 du
premier module 36 et du deuxième module 38, propre à être activé par le module
d'activation 34 pour définir les caractéristiques de la manoeuvre de
récupération.
L'ensemble de récupération 30 comporte en outre avantageusement un troisième
module 42 de définition et d'application d'au moins d'une commande de vitesse,
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Le module d'activation 34 est propre à recevoir un ordre de l'équipage
demandant
d'effectuer la manoeuvre de récupération, ou à s'activer automatiquement lors
de la
détection d'un état donné d'évolution de l'aéronef, par exemple en dehors du
domaine
d'activation 28.
Le module d'activation 34 est propre à activer le module de commande 40 et à
transmettre une information d'activation du mode de récupération à chaque
module de
définition et d'application de commande 36, 38, 42.
Le module de commande 40 comporte un sous module 46 de détermination d'une
phase de vol de l'aéronef et, selon l'invention, un sous module 48 de calcul
d'autorités
variables NZAur ; PAUT de manoeuvre à appliquer, en fonction du risque de
sortie d'un
domaine de vitesse acceptable pour l'aéronef 10 et du risque de passage sous
une
altitude de sécurité Zs.
Le sous module 46 est propre à déterminer une phase de vol de l'aéronef 10
choisie parmi une pluralité de phases de vol caractérisant l'évolution
courante de
l'aéronef, sur la base de paramètres courants de l'aéronef, mesurés par les
capteurs,
notamment la pente GAMMA, l'assiette longitudinale THETA, et l'angle de gîte
PHI.
Le sous module 46 est ainsi propre à produire un indicateur de la situation
correspondant à un type de manoeuvre de sauvegarde. Par exemple, la situation
identifiée comme Nez bas (caractéristique d'une situation où l'avion est à
pente
négative modérée à forte) conduira à une manoeuvre de remise ailes à plat puis
cabrer.
Le sous module 48 de calcul d'autorités comporte une première application 60
de calcul
d'un premier couple d'autorités vis-à-vis du risque de sortie de domaine de
vitesse, une
deuxième application 62 de calcul d'un deuxième couple d'autorités vis-à-vis
du risque de
passage sous une altitude de sécurité donnée, et une troisième application 64
de
comparaison des autorités calculées par les applications 60 et 62 pour
déterminer un
couple d'autorités destinées à être transmises respectivement au premier
module 36 et au
deuxième module 38.
La première application 60 est propre à élaborer une première loi d'autorités
L1
normalisée en fonction de la vitesse conventionnelle Vc d'au moins un
paramètre de
sécurité ici formé par la vitesse maximale d'opération. La première
application 60 est
ensuite propre à calculer un couple d'autorités NZAuT(L1), PAuT(L1) sur la
base de la
première loi d'autorités L1 et de la vitesse conventionnelle courante mesurée
Vcm.
Avantageusement, la première application 60 est propre à élaborer la première
loi
d'autorités L1 sur la base de trois couples d'autorités de référence
prédéfinies, par
exemple, un couple d'autorités classiques de pilotage automatique, un couple
d'autorités
intermédiaires, et un couple d'autorités maximales en pilotage manuel et d'un
paramètre
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de sécurité formé ici par la vitesse maximale d'opération VMO/MMO, supportée
structurellement par l'aéronef 10. Une telle vitesse est définie par exemple
dans le
paragraphe 14 CFR 25.1505 de la loi américaine.
Dans le cas présent, comme illustré par la figure 7, des valeurs de vitesse
conventionnelle maximale en début de manoeuvre VCM1, VCM2, VCM3 simulées sont
déterminées respectivement pour le couple d'autorités classiques de pilotage
automatique, pour le couple d'autorités intermédiaires et pour le couple
d'autorités
maximales en pilotage manuel, avec la pente et l'angle de gîte mesuré.
Un coefficient d'autorités égal à 0 est attribué à la vitesse conventionnelle
maximale VCM1 simulée pour le couple d'autorités classiques de pilotage
automatique,
un coefficient d'autorités égal à une valeur comprise strictement entre 0 et
1, par exemple
0,5, est attribué à la vitesse conventionnelle maximale VCM2 simulée pour le
couple
d'autorités intermédiaires, et un coefficient d'autorités égal à 1 est
attribué à la vitesse
conventionnelle maximale VCM3 simulée pour le couple d'autorités maximales de
pilotage manuel.
Le coefficient d'autorités CA varie par ailleurs linéairement en fonction de
la
vitesse conventionnelle Vc entre les points ainsi définis.
Puis, la première application 60 est propre à calculer le coefficient
d'autorités
CAa(L1) à appliquer en déterminant le point de la loi d'autorités L1
correspondant à la
vitesse conventionnelle mesurée VQõ, à chaque instant à l'aide des capteurs
16.
La première application 60 est ensuite propre à déterminer un premier couple
d'autorités (NZAum(L1), PAuT(L1)) en appliquant une pondération égale au
coefficient
d'autorités CA,(L1) obtenu entre l'autorité classique de pilotage automatique
NZAu-r.
PAUTn et l'autorité maximale de pilotage manuel NZAu-rm PAUTm par exemple par
les
équations :
NZAuT (L1) = N7
--AUTn X (1- CAa(L1)) + NZAu+m X CAa(I-1) ;
PAUT (1-1) = PAUTn X (1- CAn(L1)) PAUTm x CA0(L1).
La première application 60 est ainsi apte à définir un premier couple
d'autorités
(NZAuT(L1), PAuT(L1)), correspondant respectivement à la commande du facteur
de charge
et à la commande du roulis selon la première loi d'autorités.
La deuxième application 62 est propre à définir une deuxième loi d'autorités
normalisées L2 en fonction de l'altitude Z de l'aéronef 10, sur la base des
attitudes de
l'aéronef 10, d'au moins un couple d'autorités de référence prédéterminées
(facteur de
charge ; roulis), et d'un paramètre de sécurité formé par une altitude de
sécurité Z,
prédéfinie. La deuxième application 62 est ensuite propre à calculer un
deuxième couple
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d'autorités NZAuT(L2), PAuT(L2) sur la base de la deuxième loi d'autorités L2
et de l'altitude
Zn, de l'aéronef 10 à la réception de l'ordre.
Avantageusement, la deuxième application 62 est propre à élaborer la deuxième
loi d'autorités L2 sur la base de trois couples d'autorités de référence
prédéterminées, par
5 exemple, un couple d'autorités classiques de pilotage automatique, un
couple d'autorités
intermédiaires, et un couple d'autorités maximales en pilotage manuel.
A cet effet, la deuxième application 62 comporte une base de données de pertes
d'altitude DZ entre la début et la fin de la manoeuvre de récupération,
obtenues par
simulation, en fonction des attitudes de l'aéronef 10, notamment en fonction
de la pente et
10 de l'angle de gîte, et pour les autorités de référence prédéterminées.
La deuxième loi d'autorités L2 est ensuite obtenue par la deuxième application
62
en attribuant à chaque altitude simulée un coefficient d'autorités CA,(L2)
compris entre 0
et 1, pour définir des points de la courbe de la deuxième loi d'autorités L2
en fonction de
l'altitude, et en définissant l'évolution de la deuxième loi d'autorités L2 en
fonction de
l'altitude entre les points de la courbe ainsi définis.
Dans le cas présent, comme illustré par la figure 8, des pertes d'altitude
simulées
DZ1, DZ2, DZ3 sont déterminées respectivement pour le couple d'autorités
classiques de
pilotage automatique, pour le couple d'autorités intermédiaires et pour le
couple
d'autorités maximales en pilotage manuel.
L'altitude de sécurité Zs dépend de la position géographique courante de
l'aéronef
10. Cette altitude Z, est par exemple obtenue à partir d'une base de données
géographique sur la base de la position courante mesurée par les capteurs 16.
Le coefficient d'autorités varie par ailleurs linéairement en fonction de
l'altitude
entre les points ainsi définis.
Puis, le coefficient d'autorités à appliquer CA,(L2) est obtenu par la
deuxième
application 62 en déterminant le point de la deuxième loi d'autorités L2
correspondant à
l'altitude courante mesurée .4õ, à l'aide des capteurs 16.
La deuxième application 62 est ensuite propre à déterminer un deuxième couple
d'autorités (NZAtiT(L2), PAuT(L2)) en appliquant une pondération égale au
coefficient
d'autorités CA,(L2) obtenu entre l'autorité classique de pilotage automatique
NZAuTri ;
PAUTn et l'autorité maximale de pilotage manuel NZAUT, ; PRUT, par exemple par
les
formules suivantes :
NZAuT (L2) = NZAu-rn X (1- CA,(L2)) + NZAtsrm x CA5(L2) ;
PAUT (L2) = PAUTn X (1- CA5(L2)) PAL/Tm X CAa(L2).
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La deuxième application 62 est ainsi apte à définir un deuxième couple
d'autorités
(NZAuT(L2), PAuT(L2)), correspondant respectivement à la commande du facteur
de charge
et à la commande du roulis.
La troisième application 64 de comparaison est propre à comparer l'autorité
NZAuT(L1) obtenue pour la commande de facteur de charge à l'aide de la
première
application 60 et l'autorité NZAuT(L2) correspondante obtenue à l'aide de la
deuxième
application 62, pour définir une autorité NZALfr calculée pour la commande du
facteur de
charge choisie comme la plus grande parmi les autorités NZAuT(L1) et
NZAuT(L2).
De même, la troisième application 64 de comparaison est propre à comparer
l'autorité PAuT(L1) obtenue pour la commande du roulis à l'aide de la première
application
60 et l'autorité PAuT(L2) correspondante obtenue à l'aide de la deuxième
application 62,
pour définir une autorité P
AUT calculée pour la commande du roulis choisie comme la plus
grande parmi les autorités PAuT(L1) et PAuT(L2).
Un couple (NZAur, PAUT,) d'autorités est ainsi obtenu à l'aide de la troisième
application 64 de comparaison.
Les autorités définies NZAUT, PAUT sont variables pour prendre une valeur
optimale
comprise entre une autorité classique et de pilotage automatique et une
autorité maximale
de pilotage manuel de l'aéronef. Ainsi, le sous module de calcul des autorités
48 effectue
un calcul d'autorités qui s'adapte parfaitement à la man uvre à effectuer en
tenant
compte de la sévérité de la situation, et du risque de sortie du domaine en
vitesse ou du
passage sous une altitude de sécurité, tout en minimisant l'inconfort des
occupants de
l'aéronef.
Le premier module de définition et d'application 36 d'une commande de facteur
de
charge NZC est propre à définir une commande du facteur de charge, en fonction
de la
phase d'évolution de l'aéronef 10, déterminée par le sous module de
détermination 46, du
facteur de charge mesuré NZ, et de l'autorité NZAur calculée à partir du sous
module 48.
Le premier module 36 est ensuite propre à transmettre cette commande à la
centrale de commande de facteur de charge 23A.
Le deuxième module de définition et d'application 38 d'une commande de roulis
P
est propre à définir une commande de roulis P, en fonction de la phase
d'évolution de
l'aéronef déterminée par le sous module de détermination 46, en fonction du
roulis
mesuré PHI, et de l'autorité P
- AUT calculée par le sous module 48, pour atteindre une
consigne PHICOM d'angle de gîte dans les attitudes de consigne prédéterminées
à la fin
de la manoeuvre de récupération,
Le deuxième module 38 est ensuite propre à transmettre cette commande à la
centrale de commande du roulis 23E3.
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Lorsqu'il est présent, le troisième module 42 est propre à élaborer des
commandes AB1, AB2 de déploiement des aérofreins, pour diminuer l'énergie
mécanique
de l'aéronef 10 ou des commandes moteur N pour adapter l'énergie mécanique de
l'aéronef 10, afin de maintenir l'aéronef 10 dans une gamme de vitesse
acceptable.
La commande de facteur de charge NZC et/ou la commande de roulis P sont
appliquées simultanément et/ou décalées temporellement en fonction de la phase
d'évolution de l'aéronef 10 obtenue à l'aide du sous module 46.
Un premier procédé de pilotage automatique selon l'invention, mis en oeuvre à
l'aide du système 22 de pilotage automatique va maintenant être décrit.
Initialement, lorsque l'équipage se trouve désorienté ou lorsque l'aéronef 10
subit
une forte altération de son évolution, notamment lors d'un passage dans une
turbulence
de sillage, il donne un ordre de mise en oeuvre de la manoeuvre de
récupération, par
exemple en appuyant sur un bouton physique ou virtuel présent dans le cockpit
18. En
variante, l'ordre est déclenché automatiquement, en fonction des attitudes de
l'aéronef.
Selon l'invention, cet ordre peut être déclenché lorsque l'aéronef se trouve
dans le
domaine d'activation 28, ou hors de ce domaine 28, dans lequel l'équipage doit
piloter
manuellement l'aéronef 10.
L'ordre d'activation 32 est reçu par le module d'activation 34 qui active le
module
de commande 40 et informe les modules de définition et d'application 36, 38,
42 de la
réception de l'ordre.
Le sous module 46 détermine alors la phase actuelle d'évolution de l'aéronef,
sur
la base des paramètres de vol courants, tels que la pente GAMMA, l'angle de
gîte PHI.
La première application de calcul 60 du sous module 48 élabore ensuite la
première loi d'autorités L1, sur la base de la pente et de l'angle de gîte
courants, en
utilisant la vitesse conventionnelle maximale.
La première application de calcul 60 calcule ensuite successivement un
coefficient
d'autorités CA,(L1) à partir de la première loi d'autorités L1 pour la vitesse
conventionnelle mesurée VC,,, et un premier couple d'autorités (NZAuT(L1),
PAuT(L1))
obtenu par pondération entre l'autorité classique de pilotage automatique et
l'autorité
maximale de pilotage manuel en fonction du coefficient d'autorités CA,(L1)
calculé.
La deuxième application de calcul 62 du sous module 48 élabore parallèlement
la
deuxième loi d'autorités L2, sur la base de la pente et de l'angle de gîte
courants, et sur la
base de l'altitude de sécurité Z.
La deuxième application de calcul 62 calcule ensuite successivement un
coefficient d'autorités CA,(L2) à partir de la deuxième loi d'autorités L2
pour l'altitude
mesurée Zrn, et un deuxième couple d'autorités (NZAuT(1-2), PAise2)) obtenu
par
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pondération entre l'autorité classique de pilotage automatique et l'autorité
maximale de
pilotage manuel en fonction du coefficient d'autorités (Ca(L2)) calculé.
La troisième application de comparaison 64 compare les autorités individuelles
de
chacun des couples d'autorités et élabore l'autorité NZAuT de commande du
facteur de
charge et l'autorité PAuT de commande du roulis, en prenant le maximum des
autorités
individuelles NZAuT(L1) ; NZAuT(L2) et PAuT(I-1) ; PAU-r(-2) respectives
obtenues par la
première application 60 et par la deuxième application 62.
Les autorités NZAuT et PAUT sont ensuite transmises respectivement au premier
module de définition et d'application 36 et au deuxième module de définition
et
d'application 38.
Le premier module 36 détermine une commande de facteur de charge NZ, en
fonction, du facteur de charge mesuré NZ, de la phase d'évolution de
l'aéronef, et de
l'autorité NZAuT calculée par le sous module 48. Le deuxième module 38
transmet cette
commande à la centrale de commande du facteur de charge 23A, qui manoeuvre les
gouvernes 14 en conséquence.
Le deuxième module 38 détermine simultanément une commande de roulis P en
fonction de la consigne de roulis PHICOM souhaitée en fin de manoeuvre, du
roulis
mesuré PHI, de la phase d'évolution de l'aéronef et de l'autorité PAuT
calculée à partir du
sous module 48. Le deuxième module 38 transmet cette commande à la centrale de
commande du roulis, qui manoeuvre les gouvernes 14 en conséquence.
Éventuellement, le troisième module 42 contrôle la vitesse conventionnelle de
l'aéronef lors de la manoeuvre, en élaborant des ordres de commande AB1, AB2
du
déploiement des aérofreins, si la vitesse conventionnelle Vc est trop
importante ou en
élaborant des ordres de commande N ou de chaque moteur 12.
La manoeuvre de récupération est donc mise en oeuvre en tenant compte du
risque de sortie du domaine de vitesse, notamment en évitant de passer au-delà
d'une
vitesse maximale d'opération (VMO/MMO) et du risque de passage sous une
altitude de
sécurité, et en intégrant ces risques à la sévérité de la manoeuvre
nécessaire.
Les autorités de commande du facteur de charge NZAuT et du roulis P
AUT sont
calculées en fonction des attitudes de l'aéronef 10 lors du déclenchement de
la
manoeuvre et en fonction de la sévérité de la manoeuvre, ce qui limite au
minimum les
effets ressentis par les occupants de l'aéronef. En particulier, l'inconfort
de la manoeuvre
pour les passagers est minimisé.
En outre, la manoeuvre de récupération peut être activée dans le domaine
classique d'utilisation du système de pilotage automatique 22 ou hors de ce
domaine,
quelle que soit les attitudes de l'aéronef.
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Ce mode peut être déclenché manuellement par l'équipage ou automatiquement
lorsque le système détecte une sortie du domaine classique d'utilisation du
système de
pilotage automatique 22.
Une fois la manoeuvre effectuée, le système 12 peut alors revenir à un mode
classique de pilotage automatique.
