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Procédé et système de commande de freinage d'un aeronef equipé d'un
système d'inversion de poussée
L'invention se rapporte à un procédé et à un système de freinage
pour un aéronef équipé d'un ou plusieurs turboréacteurs et équipés d'un
système d'inversion de poussée.
La plupart des aéronefs comportent plusieurs atterrisseurs dont les
fonctions essentielles sont, d'une part, d'absorber une grande part de
l'énergie
cinétique due à la composante verticale de la vitesse de l'aéronef à
l'atterrissage, et, d'autre part, de permettre à l'aéronef d'évoluer au sol,
en
particulier durant la phase de freinage.
Les systèmes de freinage pour aéronef comportent des actionneurs
de freinage (hydraulique ou électromécanique), commandés pour appliquer
aux roues de l'aéronef un couple de freinage tendant à ralentir celui-ci.
La commande des systèmes de freinage incluent en général des
systèmes d'aide au freinage, comme par exemple un système d'antidérapage
(généralement dénommé anti-skid ) ou un système de freinage automatique
(généralement dénommé autobrake ).
Le système d'antidérapage, ou protection d'anti-glissement, permet
de réguler automatiquement la force de freinage appliquée à chacune des
roues freinées, dans le but d'éviter tout blocage ou dérapage de l'une des
roues. A cet effet, chaque roue freinée est équipée d'un capteur de vitesse de
rotation, les données mesurées par ces capteurs permettant de détecter le
glissement d'une ou plusieurs roues.
Le système de freinage automatique permet d'obtenir
automatiquement la décélération de l'aéronef, la force de freinage nécessaire
étant calculée et commandée par le système en fonction notamment d'une
distance d'arrêt présélectionnée par le pilote. Lorsque le système de freinage
automatique est activé, il n'est plus nécessaire que le pilote contrôle le
freinage
par l'intermédiaire des pédales de frein (ou palonniers).
Lorsqu'un aéronef est mû par des turboréacteurs, une partie ou la
totalité de ces turboréacteurs est généralement équipée d'un système
d'inversion de poussée. Le rôle d'un inverseur de poussée est, lors de
l'atterrissage, d'améliorer la capacité de freinage de l'aéronef en
redirigeant
vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur.
Dans cette phase, l'inverseur de poussée dirige au moins une partie du flux
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d'éjection du turboréacteur vers l'avant, générant de ce fait une contre-
poussée
qui vient s'ajouter au freinage des roues et des aérofreins de l'aéronef.
Dans le cas de turboréacteurs à double flux, qui génèrent à la fois
un flux de gaz chauds (flux primaire) et un flux d'air froid (flux
secondaire), un
inverseur de poussée pourra agir sur les deux flux, ou agir uniquement sur le
flux froid.
De manière générale, les inverseurs de poussée sont des
équipements qui subissent des contraintes mécaniques très élevées et qui
doivent répondre à spécifications sévères, notamment en termes de fiabilité de
fonctionnement. Ces équipements sont donc conçus en conséquence, ce qui
impacte négativement la masse et le coût de l'ensemble propulsif.
D'autre part, lorsque le système d'inversion de poussée d'un
turboréacteur est activé, la contre-poussée résultante sera d'autant plus
importante que le régime du moteur sera élevé. L'utilisation d'un inverseur de
poussée se fait donc en général à un régime moteur élevé, par exemple
environ 75% du régime maximal. Dans certains cas, comme par exemple un
atterrissage d'urgence ou un décollage avorté, le régime moteur peut être
encore plus élevé. Cela a pour conséquence directe une sollicitation
importante
du moteur, qui impacte sa durée de vie.
Il existe donc un intérêt à limiter la sollicitation des inverseurs de
poussée, notamment afin de réduire la consommation et l'usure des moteurs.
L'invention concerne à cet effet un procédé de commande du
freinage d'un aéronef équipé d'un train d'atterrissage portant des roues
freinées, l'aéronef étant propulsé par des turboréacteurs et équipé d'un
système d'inversion de poussée, le procédé comportant les étapes de:
- estimer l'adhérence des roues freinées, et
- en fonction de l'adhérence estimée, activer le système d'inversion de
poussée, ou moduler la contre-poussée générée par le système d'inversion de
poussée si celui-ci est déjà activé.
Ainsi, en permettant l'activation automatique des inverseurs de
poussée en cas de détection de mauvaises conditions d'adhérence, le procédé
objet de l'invention permet de réserver l'usage des inverseurs de poussée aux
cas d'urgence ou aux cas de pistes contaminées, tout en limitant le temps de
réaction. En effet, l'activation automatique des inverseurs de poussée permet
de ne pas être tributaire du temps de réaction du pilote. Ceci réduit le temps
de
réaction de l'avion à un événement imprévu et augmente donc la sécurité des
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manoeuvres avion au sol. On réduit également la consommation de carburant,
et surtout l'usure des moteurs, sans nuire à la sécurité lors de
l'atterrissage.
Dans une réalisation, le système d'inversion de poussée est activé
si l'adhérence estimée est inférieure à un seuil prédéterminé.
Dans une réalisation, l'adhérence est estimée en fonction d'un taux
de glissement des roues.
Dans une réalisation, le taux de glissement des roues est
déterminé en fonction de la mesure de la vitesse de rotation des roues
freinées.
L'invention concerne également un système de commande de
freinage d'un aéronef équipé de roues freinées et d'un ou plusieurs
turboréacteurs équipé(s) d'un système d'inversion de poussée, le système
comportant :
- une unité de traitement apte à déterminer un taux de glissement
des roues, et à générer un signal représentatif d'une adhérence insuffisante
si
le taux de glissement est supérieur à un seuil prédéterminé ;
- une unité de commande apte à recevoir le signal généré par
l'unité de traitement et, sur réception de ce signal, à commander l'activation
du
système d'inversion de poussée.
Ainsi, le système selon l'invention permet un couplage du système
de freinage d'un aéronef et du système d'inversion de poussée. Le système
conforme à l'invention récupère les informations relative à la qualité du
freinage
et en déduit un ordre d'actionnement automatique des inverseurs si le freinage
est jugé insuffisant pour satisfaire la consigne donnée par le pilote ou par
le
système de freinage automatique.
Dans une réalisation, l'unité de commande est reliée à un système
de régulation des turboréacteurs, ou FADEC.
Dans une réalisation, l'unité de commande est intégrée à un
système de régulation des turboréacteurs, ou FADEC.
Dans une réalisation, le taux de glissement des roues est
déterminé en fonction des informations renvoyées par des capteurs de vitesse
de rotation des roues.
L'invention concerne par ailleurs un aéronef équipé de roues
freinées et d'un ou plusieurs turboréacteurs équipé(s) d'un système
d'inversion
de poussée, l'aéronef étant apte à mettre en oeuvre le procédé tel que défini
ci-
dessus et/ou comportant un système tel que défini ci-dessus.
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D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à
la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de
laquelle
on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est un schéma montrant les éléments d'un système de
commande de freinage conforme à l'invention ;
- la figure 2 est un schéma logique simplifié de la fonction inversion
de poussée dans le cadre d'un système conforme à l'invention et/ou de la mise
en oeuvre d'un procédé conforme à l'invention ;
- la figure 3 est un schéma logique de la procédure d'atterrissage
avec ou sans inverseur dans le cadre d'un système conforme à l'invention
et/ou de la mise en oeuvre d'un procédé conforme à l'invention.
La figure 1 montre les éléments d'un système de commande de
freinage conforme à l'invention. Ces éléments permettant la mise en oeuvre
d'un procédé conforme à l'invention, et sont implantés notamment sur des
sous-ensembles d'un aéronef, incluant au moins un train d'atterrissage 1 et au
moins une nacelle 2 de turboréacteur (dont seule la section arrière est
représentée).
Le système de commande de freinage d'un aéronef comporte des
roues 10, montées sur le train d'atterrissage 1, au moins une partie des roues
étant freinée (c'est-à-dire équipées de freins). Les deux roues 10
représentées
à la figure 1 sont freinées et sont équipées à cet effet de freins 11. Les
freins
11 sont de type électromécanique ou hydraulique.
Chaque roue freinée, dans l'exemple les deux roues 10, est par
ailleurs équipée d'un capteur 12 de vitesse de rotation. Les capteurs 12 sont
reliés à une entrée 13a d'une unité de traitement 13. Ainsi, les données
mesurées par l'ensemble des capteurs 12 sont transmises à l'unité de
traitement 13. L'unité de traitement 13 est apte à détecter le glissement
d'une
ou plusieurs roues freinées, en fonction notamment des données renvoyées
par les capteurs 12 de vitesse de rotation. Lorsque l'unité de traitement 13
détecte le glissement d'une ou plusieurs roues, celle-ci génère un signal
représentatif du glissement d'une ou plusieurs roues, ce signal activant la
protection d'anti-glissement. Ainsi, en fonction du signal de glissement émis
par
l'unité de traitement 13, le freinage est régulé de manière à limiter ou
annuler
tout glissement des roues.
Dans le système conforme à l'invention, l'unité de traitement 13
comporte une sortie 13b reliée à une entrée 14a d'une unité de commande 14.
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La sortie 13b permet de transmettre à l'unité de commande 14, le cas échéant,
une copie du signal de glissement. Ainsi, lorsque le glissement d'une ou
plusieurs roues est détecté par l'unité de traitement 13, le signal de
glissement
correspondant est directement transmis à l'unité de commande 14. L'unité de
5 commande 14 comporte une sortie 14b reliée directement à une première
entrée 15a du système de régulation moteur 15, ou FADEC 15 (acronyme
anglais pour Full Authority Digital Engine Control , ou calculateurs de
régulation numérique à pleine autorité des moteurs). Le FADEC 15 comporte
par ailleurs une deuxième entrée 15b reliée à une sortie 16a de la manette des
gaz 16, cette liaison permettant de transmettre une information relative à la
position de la manette des gaz 16. Le FADEC 15 comporte une sortie 15c
reliée à une entrée 20a d'un système de commande 20 d'un inverseur de
poussée 21.
Ainsi, grâce à l'architecture décrite ci-dessus, lorsqu'un signal de
glissement est émis par l'unité de traitement 13, ce signal est reçu par
l'unité
de commande 14. En fonction de ce signal, l'unité de commande 14 détermine
un ordre d'activation ou, le cas échéant, de modulation de l'inverseur de
poussée 21. Cet ordre est transmis au FADEC 15 qui le transmet au système
de commande 20 de l'inverseur de poussée 21. Dans le cas d'un dérapage
constaté par l'unité de traitement 13, l'unité de commande 14 remplace ainsi
l'action du pilote sur la manette des gaz 16, et transmet au FADEC 15 l'ordre
d'activation de l'inverseur de poussée 21. On obtient ainsi l'activation
automatique du système d'inversion de poussée lorsque le glissement d'une ou
plusieurs roues est détecté. Cette activation automatique permet de réaliser
un
déclenchement d'urgence du système d'inversion de poussée, notamment
lorsque l'état de la piste, et plus particulièrement son adhérence, s'avère
moins
bon que prévu et impacte significativement la capacité de freinage de
l'aéronef.
L'activation automatique permet de gagner de précieuses secondes par rapport
à une activation manuelle, qui serait dépendante du temps de réaction du
pilote. Le système et le procédé conformes à l'invention, en permettant une
telle activation automatique en cas de glissement d'une ou plusieurs roues,
permettent d'assurer la sécurité voulue, tout en encourageant le pilote à
prévoir
un atterrissage sans activer l'inversion de poussée. A l'inverse, si les
conditions
de freinage sont correctes, le système d'inversion de poussée n'est pas mis en
oeuvre. Ainsi, l'invention permet de réserver l'utilisation du système
d'inversion
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de poussée principalement aux cas d'urgence, et donc de limiter la
consommation, et, surtout l'usure des moteurs.
L'activation automatique de l'inverseur de poussée sera décidée
par le système si le taux de glissement (des roues freinées) mesuré est
supérieur à un seuil. Ce seuil devra notamment prendre en compte la
distorsion du torseur mécanique des forces de freinage induite par un
dérapage partiel ou total (résultante et moment des forces sur l'avion). Ce
torseur pourra être calculé en temps réel à partir des signaux de glissement
transmis par chaque roue. Deux facteurs seront notamment pris en compte : la
stabilité de la trajectoire et le rallongement de trajectoire. Par ailleurs,
l'unité de
traitement, analyse la distance parcourue et le taux de glissement de l'avion,
ainsi que le rallongement de trajectoire, ce qui conduira le système à prendre
une décision de déploiement, en particulier en cas de freinage automatique
(autobrake), si une distorsion trop importante par rapport à la consigne de
trajectoire est constatée.
Comme le montre la figure 2 l'unité de commande 14 ne fait que
remplacer l'activation par la manette des gaz 16. Il ne change donc pas la
structure des lignes de défense de l'inverseur contre un déploiement
intempestif, dont les verrouillages logiques et mécaniques sont situés soit en
aval du FADEC, soit dans le système avion, avec dans ce dernier cas la
commande directe du verrou tertiaire 24 (ou TLS pour Tertiary lock
system ), indépendamment du reste du système.
Sur un aéronef équipé d'un système conforme à l'invention et/ou
apte à mettre en oeuvre le procédé conforme à l'invention, on pourra prévoir
de
remplacer ou compléter la commande du système d'inversion de poussée
située au niveau de la manette des gaz 16 par un bouton de déclenchement
d'urgence du système d'inversion de poussée.
Dans une variante du système décrit à la figure 1, on pourra prévoir
que l'unité de commande 14 est reliée à la manette des gaz 16 (liaison 16b) et
reçoit de celle-ci une information relative à la position de la manette des
gaz.
Cette information pourra permettre à l'unité de commande 14 de discriminer un
de décollage avorté d'un cas d'atterrissage d'urgence.
La figure 2 représente un schéma logique simplifié de la fonction
d'activation du système d'inversion de poussée conforme à la présente
invention. Sur la figure 2 sont schématisés l'unité de traitement 13, l'unité
de
commande 14, le FADEC 15 et le système de commande 20 de l'inverseur de
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poussée 21. Dans l'exemple de la figure 3, l'unité de commande 14 est reliée à
la fois à l'unité de traitement 13 et à la manette des gaz 16. Ainsi, l'unité
de
commande 14 émet un ordre d'activation du système d'inversion de poussée si
elle reçoit un signal correspondant de l'unité de traitement 13 ou de la
manette
des gaz 16 (fonction OR , correspondant à l'opérateur booléen OU ). Cet
ordre est transmis au FADEC 15, qui le transmet au système de commande 20
si d'autres conditions sont remplies, notamment si le régime moteur 22 est au
ralenti, si les roues 23 ont touché le sol et si le verrou tertiaire 24 est
désactivé.
La figure 2 montre en outre que le système de gestion de
l'inversion de poussée (c'est-à-dire les éléments situés dans le cadre en
pointillé 25) n'a pas à être modifié pour intégrer un système conforme à
l'invention. En effet, les éléments situés dans le cadre en pointillé 25 de la
figure 2 restent inchangés par la mise en oeuvre de l'invention, le système
conforme à l'invention se substituant seulement à l'action du pilote sur la
manette des gaz. On notera que de ce fait, la présente invention ne change
pas le processus de certification du système d'inverseur.
La figure 3 est un schéma logique de la procédure d'atterrissage
d'un avion équipé d'un système conforme à l'invention, ce système ayant
préalablement activé en vol par le pilote. On rappelle en effet que le pilote
pourra choisir de désactiver le système conforme à l'invention, cas qui n'est
pas traité par la figure 3.
Le processus d'atterrissage représenté à la figure 3 débute lors de
la phase d'approche (étape 40). Durant cette phase, le pilote prépare
l'atterrissage, ce qui consiste notamment à présélectionner ou non
l'activation
du système de freinage automatique, ou autobrake (étape 41).
Si le pilote active le système de freinage automatique (étape 42),
alors l'étape suivante est celle de l'atterrissage (étape 43). Lors de
l'atterrissage, le pilote choisit d'activer ou non le système d'inversion de
poussée (étape 44). Dans le cas où le pilote choisit d'activer ce système,
alors
les inverseurs de poussée sont déployés (étape 45). Le freinage est dans ce
cas assuré par le système de freinage automatique combiné au système
d'inversion de poussée (étape 46).
Bien entendu, le pilote conserve toujours une possibilité d'action
durant cette phase de freinage (étape 47). Dans le cas où le pilote estime
qu'une action relative au freinage est nécessaire (étape 48), le pilote a le
choix
parmi deux actions différentes (étape 49).
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Le premier type d'action (étape 50) est une action du pilote sur la
manette des gaz qui aboutit à la désactivation du système de freinage
automatique (alternativement, l'action du pilote peut être la désactivation
directe du système de freinage automatique au moyen d'un bouton de
commande dédié). Dans ce cas, la fin de la phase de freinage s'effectue via un
pilotage manuel à la fois des gaz (gestion du système d'inversion de poussée),
et du freinage aux roues (étape 51). L'étape suivante est la fin de la phase
de
freinage et donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Le deuxième type d'action (étape 53) consiste en une action du
pilote sur le palonnier qui est la commande manuelle du freinage aux roues. On
distingue alors deux cas, selon l'intensité de la pression exercée par le
pilote
sur le palonnier (étape 54). Si cette pression est considérée comme étant
forte,
c'est-à-dire qu'elle est supérieure à un seuil prédéterminé (étape 55), alors
l'action du pilote a pour effet de désactiver le système de freinage
automatique
(étape 56). L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin
de
la procédure d'atterrissage (étape 52).
Si la pression exercée par le pilote est considérée comme n'étant
pas forte, c'est-à-dire qu'elle est inférieure à seuil prédéterminée (étape
57),
alors l'action du pilote n'aboutit pas à la désactivation du système de
freinage
automatique. La fin du freinage est alors gérée automatiquement pour le
freinage aux roues, le système conforme à l'invention étant susceptible d'agir
sur la gestion des gaz en cas de détection d'un glissement, c'est-à-dire en
cas
d'alerte du système d'antidérapage (étape 58). L'étape suivante est la fin de
la
phase de freinage et donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Dans le cas où, lors de l'étape 47, le pilote n'effectue aucune action
sur les commandes de freinage ou d'inversion de poussée (étape 59), alors le
freinage s'effectue de manière automatique. En particulier, le régime moteur
est contrôlé par le système de freinage automatique et le système
d'antidérapage (étape 60). On notera que dans le cadre de l'invention, le
système peut agir sur le contrôle des gaz pour modifier l'intensité de la
contre-
poussée, même si aucun glissement n'est détecté. L'étape suivante est la fin
de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape
52).
Lorsqu'au cours de l'étape 44, le pilote choisit de ne pas activer le
système d'inversion de poussée (étape 61), alors le freinage est assuré par le
système de freinage automatique seul, sans aide du système d'inversion de
poussée (étape 62). Seul le freinage aux roues est donc mis en oeuvre, du
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moins au début de la séquence de freinage (étape 63). En effet, conformément
à l'invention, le système de freinage aux roues comporte un système
d'antidérapage, apte à détecter le glissement d'une ou plusieurs roues (parmi
les roues freinées). Si le système d'antidérapage émet un signal représentatif
de la survenue d'un tel glissement (étape 64), ce signal génère l'activation
du
système d'inversion de poussée (étape 65), à l'issue du processus décrit plus
haut en relation avec la figure 1. De même que pour l'étape 46, le pilote
conserve la possibilité d'agir sur les commandes, l'étape suivante est donc
l'étape 47, déjà décrite. Si aucun glissement ne survient (étape 66), alors le
freinage est effectué par le système de freinage automatique, seul le freinage
aux roues étant mis en oeuvre (étape 67), et ce jusqu'à la fin de la phase de
freinage. L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin
de la
procédure d'atterrissage (étape 52).
Si, lors de l'étape 41, le pilote Si n'active pas le système de
freinage automatique (étape 68), on distingue deux cas selon que le pilote
présélectionne ou non l'activation du système d'inversion de poussée au
touché (étape 69). Dans le cas ou le pilote choisit de présélectionner ce
déploiement automatique (étape 70), alors le système d'inversion de poussée
est déployé automatiquement au touché (étape 71), c'est-à-dire lorsque l'avion
se pose. La phase de freinage est donc effectuée avec le système d'inversion
de poussée activé (étape 72).
Le pilote conserve toutefois la possibilité de gérer l'intensité de la
contre-poussée en agissant ou non sur la manette des gaz (étape 73).
Si le pilote agit sur la manette des gaz (étape 74), alors le freinage
est géré manuellement par le pilote, tant le freinage aux roues que
l'inversion
de poussée (étape 75). L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et
donc la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Si le pilote n'agit pas sur la manette des gaz (étape 76), alors le
freinage est géré manuellement par le pilote, uniquement pour ce qui concerne
le freinage aux roues (étape 77). Le système conforme à l'invention peut
toutefois agir sur le contrôle des gaz pour modifier l'intensité de la contre-
poussée si le système d'antidérapage détecte le glissement d'une ou plusieurs
roues. L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de
la
procédure d'atterrissage (étape 52).
Si, lors de l'étape 69, le pilote choisit de ne pas présélectionner le
déploiement automatique du système d'inversion de poussée au touché (étape
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78), alors l'atterrissage s'effectue sans action automatique (étape 79), que
ce
soit pour le freinage aux roues ou l'inversion de poussée. Le pilote conserve
toutefois la possibilité d'activer ou non le système d'inversion de poussée
(étape 80).
5 Si le pilote active le système d'inversion de poussée (étape 81),
alors l'étape suivante est l'étape 72, déjà décrite.
Si le pilote n'active pas le système d'inversion de poussée (étape
82), alors seul le freinage est effectué sans l'aide de l'inversion de poussée
(étape 83). Seul le freinage aux roues est donc mis en oeuvre (manuellement),
10 du moins au début de la séquence de freinage (étape 84). Si le système
d'antidérapage émet un signal représentatif du glissement d'une ou plusieurs
roues (étape 85), ce signal génère l'activation du système d'inversion de
poussée (étape 86), comme décrit plus haut. L'étape suivante est alors l'étape
73, déjà décrite. Si aucun glissement n'est détecté par le système
d'antidérapage (étape 87), alors le freinage est effectué par freinage aux
roues,
seul le freinage aux roues étant mis en oeuvre (étape 88), et ce jusqu'à la
fin de
la phase de freinage. L'étape suivante est la fin de la phase de freinage et
donc
la fin de la procédure d'atterrissage (étape 52).
Il est rappelé que la présente description de l'invention est donnée
à titre d'exemple non limitatif.
