Note : Les descriptions sont présentées dans la langue officielle dans laquelle elles ont été soumises.
CA 02564376 2006-10-12
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Titre de l'invention
Procédé et dispositif pour le synchrophasage d'hélices d'un avion à
plusieurs groupes propulseurs.
Arrière-plan de l'invention
L'invention concerne le synchrophasage à régime constant des
hélices d'un avion à plusieurs groupes propulseurs, chaque groupe
propulseur comprenant un moteur ou une turbine et une hélice entraînée
par le moteur ou la turbine.
Dans de tels avions, il est important pour le confort des
passagers de réduire autant que possible le bruit en cabine. Une source
importante de bruit est constituée par les ondes acoustiques émises par
les pales des hélices quand elles passent en direction du fuselage de
l'avion. Une réduction significative du bruit peut être obtenue en
distribuant de façon appropriée dans le temps les impacts des ondes
acoustiques sur le fuselage, notamment pour éviter des impacts
simultanés. A cet effet, les positions angulaires relatives des hélices des
différents groupes propulseurs sont ajustées. C'est ce que l'on désigne par
synchrophasage.
Le synchrophasage d'hélices d'un avion pour réduction du bruit
en cabine est bien connu. Le document US 5 551 649, entre autres, est
représentatif de l'état de la technique dans ce domaine.
Le synchrophasage est réalisé en maintenant les positions
angulaires relatives entre hélices à des valeurs déterminées, lesquelles
peuvent avoir été obtenues lors de vols d'essais. Les valeurs de positions
angulaires relatives peuvent être exprimées sous forme de déphasages
entre hélices, la phase d'une hélice étant alors définie comme l'écart
angulaire entre la position angulaire réelle de l'hélice et une position
angulaire de référence commune à toutes les hélices. La phase peut être
exprimée en degrés, une rotation complète d'hélice représentant 360°.
Le synchrophasage est réalisé à régime constant, c'est-à-dire
pour une même vitesse constante de rotation des hélices. Plusieurs
régimes constants peuvent être adoptés correspondant à différentes
phases de vol (croisière, décollage, ...) ou à différentes conditions de vol
(vent, ...) de l'avion, leur nombre étant généralement limité. Différentes
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valeurs de déphasages souhaitables peuvent être déterminées pour
différents régimes constants respectifs.
Lors de l'exploitation de l'avion, pour un régime constant donné,
on cherche à maintenir les valeurs réelles des déphasages entre hélices
égales aux valeurs souhaitables déterminées.
A cet effet, dans chaque groupe propulseur, un capteur est
prévu qui délivre un signal indicatif de la position angulaire de l'hélice. Un
tel capteur peut par exemple comprendre un élément magnétique associé
à une pale de l'hélice et passant à chaque révolution devant un détecteur
fixe.
Dans l'état de la technique, un des groupes propulseurs de
l'avion est choisi comme propulseur "maître" donnant une référence de
position angulaire d'hélice. Dans le ou chaque autre groupe propulseur
"esclave", le signal produit par le capteur de position angulaire est
comparé avec celui fourni par le capteur du groupe propulseur maître pour
déterminer une valeur réelle de déphasage. Cette dernière est comparée à
la valeur déterminée souhaitable et, en cas d'écart, une variation
momentanée de la vitesse de l'hélice est commandée pour annuler sensi-
blement cet écart. La variation de vitesse peut être produite par action sur
un dispositif de commande de pas d'hélice interposé entre le moteur ou la
turbine et l'hélice, celle-ci étant alors à pas variable.
Un inconvénient des architectures connues de ce type réside
dans l'existence d'une liaison point à point entre le groupe propulseur
maître et le ou chaque groupe propulseur esclave pour acheminer le signal
du capteur de position angulaire de l'hélice du propulseur maître. Une telle
liaison électrique requiert un câblage particulier qui est exposé au risque
de foudroyage et qui, avec son isolation et ses moyens de fixation,
représente une masse non négligeable.
En outre, l'existence de telles liaisons point à point entre les
groupes propulseurs induit un risque de propagation de panne et fait que
les différents groupes propulseurs ne peuvent totalement être considérés
comme des entités identiques indépendantes, ce qui peut se traduire par
des contraintes supplémentaires pour certification.
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Objet et résumé de l'invention
L'invention a pour but de proposer un procédé de
synchrophasage d'hélices ne présentant pas de tels inconvénients.
Ce but est atteint, selon un premier mode de réalisation de
l'invention, par un procédé de synchrophasage à régime constant d'hélices
de groupes propulseurs d'un avion équipés chacun d'un circuit de
commande électronique connecté à un réseau de communication de
l'avion, procédé selon lequel, conformément à l'invention
- chaque circuit de commande d'un groupe propulseur comporte
une horloge délivrant un signal d'horloge à une fréquence représentative
d'une vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur correspondant
audit régime constant,
- les horloges des circuits de commande sont maintenues
sensiblement synchrones par communication via le réseau de
communication de l'avion, et
- dans chaque groupe propulseur, 1e décalage entre le signal
d'horloge et un signal produit à partir d'un capteur de vitesse de rotation
de l'hélice est mesuré et comparé à une valeur de phase d'hélice
déterminée assignée au groupe propulseur, et, en fonction du résultat de
la comparaison, une variation momentanée de la vitesse de rotation de
l'hélice est commandée le cas échéant afin de ramener le décalage
mesuré à la valeur déterminée.
Selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, ce but est
aussi atteint par un procédé de synchrophasage à régime constant
d'hélices de groupes propulseurs d'un avion équipés chacun d'un circuit de
commande électronique connecté à un réseau de communication de
l'avion, procédé selon lequel, conformément à l'invention
- chaque circuit de commande d'un groupe propulseur comporte
une horloge délivrant un signal d'horloge à une fréquence représentative
d'une vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur correspondant
audit régime constant,
- les horloges des circuits de commande sont maintenues
sensiblement synchrones par communication via le réseau de
communication de l'avion, et
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- dans chaque groupe propulseur, le décalage entre le signal
d'horloge et un signal produit à partir d'un capteur de vitesse de rotation
de l'hélice est mesuré,
- une information représentative du décalage mesuré dans un
groupe propulseur "maître" est transmise, via le réseau de communication
de l'avion, à l'autre ou à chaque autre groupe propulseur "esclave" en tant
que valeur de phase d'hélice de référence, et
- dans le ou chaque groupe propulseur esclave l'écart entre le
décalage mesuré et la valeur de phase d'hélice de référence est comparé
à une valeur de consigne de déphasage d'hélice déterminée assignée au
groupe propulseur esclave et, en fonction du résultat de la comparaison,
une variation momentanée de la vitesse de rotation de l'hélice du groupe
propulseur esclave est commandée le cas échéant afin de ramener l'écart
mesuré à la valeur de consigne.
Ainsi, avec le procédé de l'invention, un synchrophasage est
réalisé qui ne nécessite pas de liaison point à point entre les groupes
propulseurs, ie synchrophasage étant réalisé soit au niveau de chaque
groupe propulseur par comparaison de la phase d'hélice (par rapport à
une référence locale) avec une valeur de consigne de phase, soit au
niveau du ou de chaque groupe propulseur "esclave" par comparaison du
déphasage mesuré par rapport au groupe propulseur "maître" avec une
valeur de consigne de déphasage entre "esclave" et "maître".
Selon une particularité du procédé, la synchronisation des
horloges des circuits de commande des groupes propulseurs comprend
- la mémorisation de l'état de l'horloge interne dans chaque
circuit de commande de groupe propulseur en réponse à la réception d'un
signal de commande de réalignement d'horloges émis par une unité de
commande centrale de l'avion,
- la transmission par le réseau de communication de l'avion
d'une information représentative de l'état mémorisé de l'horloge interne
du circuit de commande d'un groupe propulseur prédéterminé au circuit
de commande de l'autre ou de chaque autre groupe propulseur en tant
qu'état d'horloge de référence, et
- dans l'autre ou chaque autre groupe propulseur, l'état
d'horloge mémorisé est comparé à l'état d'horloge de référence et, en
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fonction du résultat de la comparaison, un réalignement temporel de
l'horloge est le cas échéant commandé.
Le signal de commande de réalignement des horloges est de
préférence émis au moins au passage d'un régime constant à un autre
5 régime constant. I1 peut aussi avantageusement être émis de façon
périodique pendant un régime constant.
Le signal de commande de réalignement des horloges peut être
transmis à chaque circuit de commande électronique d'un groupe
propulseur sous différentes formes, notamment sous forme de mot
numérique sur un bus de données auquel le circuit de commande
électronique et l'unité centrale de commande de l'avion sont reliés, ou
d'un signal analogique appliqué à une entrée dédiée du circuit de
commande électronique, ou encore d'un signal transmis sur un bus de
puissance électrique auquel le circuit de commande électronique et l'unité
de commande centrale de l'avion sont raccordés.
L'invention a aussi pour but de fournir un dispositif permettant
la mise en oeuvre du procédé.
Selon le premier mode de réalisation de l'invention, ce but est
atteint grâce à un dispositif pour le synchrophasage à régime constant
d'hélices d'un avion ayant plusieurs groupes propulseurs et une unité de
commande centrale de l'avion, chaque groupe propulseur comportant un
circuit de commande électronique connecté à un réseau de
communication de l'avion et des moyens de variation de vitesse de
rotation d'hélice, dispositif dans lequel, conformément à l'invention,
chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur
comporte
- une horloge interne pour délivrer un signal d'horloge à une
fréquence prédéterminée représentative d'une vitesse de rotation d'hélice
correspondant à un régime constant,
- un capteur pour produire un signal représentatif de la vitesse
de rotation de l'hélice,
- un circuit de mesure du décalage entre le signal d'horloge et le
signal produit par le capteur, et
- un circuit pour comparer le décalage mesuré avec une valeur
de phase d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur, et pour
produire, le cas échéant, un signal de commande des moyens de variation
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de la vitesse de rotation d'hélice en fonction du résultat de la
comparaison, et en ce que
- des circuits de synchronisation sont prévus pour synchroniser
les horloges par communication via le réseau de communication de l'avion
en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement
d'horloges émis par l'unité de commande centrale de l'avion.
Selon le deuxième mode de réalisation de l'invention, ce but est
aussi atteint grâce à un dispositif pour le synchrophasage à régime
constant d'hélices d'un avion ayant plusieurs groupes propulseurs et une
unité de commande centrale de l'avion, chaque groupe propulseur
comportant un circuit de commande électronique connecté à un réseau de
communication de l'avion et des moyens de variation de vitesse de
rotation d'hélice, dispositif dans lequel, conformément à l'invention,
chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur
comporte
- une horloge interne pour délivrer un signal d'horloge à une
fréquence prédéterminée représentative d'une vitesse de rotation d'hélice
correspondant à un régime constant,
- un capteur pour produire un signal représentatif de la vitesse
de rotation de l'hélice, et
- un circuit de mesure du décalage entre le signal d'horloge et le
signal produit par le capteur,
- le circuit de commande électronique d'un groupe propulseur
"maître" prédéterminé comportant en outre un circuit permettant de
transmettre via le réseau de communication de l'avion une information de
phase d'hélice de référence représentative du décalage mesuré par le
circuit de commande du groupe propulseur "maître", et
- le ou chaque circuit de commande électronique du ou de
chaque autre groupe propulseur "esclave" comportant en outre un circuit
pour comparer l'écart entre le décalage mesuré par ce circuit de
commande et l'information de phase d'hélice de référence reçue via le
circuit de communication de l'avion avec une valeur de déphasage d'hélice
déterminée, et pour produire, le cas échéant, un signal de commande des
moyens de variation de la vitesse de rotation d'hélice en fonction du
résultat de la comparaison, et en ce que
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- des circuits de synchronisation sont prévus pour synchroniser
les horloges par communication via le réseau de communication de l'avion
en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement
d'horloges émis par l'unité de commande centrale de l'avion.
Selon une particularité du dispositif selon le premier ou le
deuxième mode de réalisation de l'invention
- chaque circuit de commande électronique d'un groupe
propulseur comporte des moyens pour mémoriser l'état de son horloge
interne en réponse à la réception du signal de commande de réalignement
d'horloges,
- le circuit de commande électronique d'un groupe propulseur
particulier comporte un circuit permettant de transmettre sur le réseau de
communication de l'avion une information d'état d'horloge de référence
représentative de l'état mémorisé de l'horloge de ce circuit de commande
électronique, et
- le ou chaque circuit de commande électronique du ou de
chaque autre groupe propulseur comprend des moyens pour comparer
l'état mémorisé de son horloge avec l'information représentative de l'état
d'horloge de référence reçue via le réseau de communication de l'avion, et
pour commander, le cas échéant, un réalignement temporel de son
horloge en fonction du résultat de la comparaison.
Brève description des dessins
D'autres particularités ou avantages ressortiront à la lecture de
la description faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en
référence
aux dessins annexés, sur lesquels
- la figure 1 est une vue très schématique d'une architecture
permettant de réaliser le synchrophasage d'hélices selon l'invention ;
- la figure 2 est un schéma de principe d'un circuit de
commande électronique d'un groupe propulseur dans l'architecture de la
figure 1 ;
- la figure 3 représente des formes d'ondes de signaux utilisés
pour la mesure de la phase d'une hélice d'un groupe propulseur ;
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- la figure 4 représente un ordinogramme simplifié du processus
de synchrophasage tel que mis en oeuvre dans chaque groupe propulseur,
conformément à un premier aspect de l'invention ;
- la figure 5 représente un ordinogramme simplifié d'un
processus de réalignement d'horloges tel que mis en oeuvre (a) dans un
groupe propulseur de référence et (b) dans le ou chaque autre groupe
propulseur ;
- la figure 6 représente des formes d'ondes de signaux utilisés
pour le processus de la figure 5 ; et
- la figure 7 représente des ordinogrammes simplifiés d'un
processus de synchrophasage tel que mis en oeuvre (a) dans un groupe
propulseur "maître" et (b) dans le ou chaque autre groupe propulseur
"esclave", conformément à un deuxième aspect de l'invention.
Description détaillée de modes de réalisation
L'invention est applicable aux avions équipés de deux ou plus
groupes propulseurs. Dans l'exemple de la figure 1, un mode de
réalisation avec quatre groupes propulseurs 10 est envisagé.
Chaque groupe propulseur comprend un moteur ou une
turbine 12 qui entraîne une hélice 14. Un dispositif de commande de
variation de pas est intégré à un dispositif d'entraînement 16 de l'hélice
interposé entre le moteur ou turbine 12 et l'hélice 14. L'hélice étant à pas
variable, une modification du pas permet, comme cela est bien connu, de
faire varier la vitesse de rotation de l'hélice. Un capteur 18 fournit un
signal représentatif de la vitesse de rotation réelle de l'hélice 14.
Chaque groupe propulseur comprend en outre un circuit de
commande électronique 20. Celui-ci est connecté à un réseau de
communication 32 de l'avion, de même qu'une unité de commande
centrale 30 de l'avion. Chaque circuit de commande 20 d'un groupe
propulseur reçoit le signal du capteur 18 de ce groupe et peut produire un
signal de commande de variation de vitesse appliqué au dispositif 16 de
commande de pas d'hélice.
Les circuits de commande électroniques 20 sont alimentés en
énergie électrique par des bus de puissance électrique (non représentés).
Chaque moteur ou turbine 12 reçoit des signaux, notamment de
commande émis par l'unité centrale via le réseau de communication 32 et
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émet des signaux notamment de mesure ou d'état qui sont également
acheminés par le réseau de communication 32. Les signaux destinés aux
moteurs ou turbines 12 sont reçus par ceux-ci directement ou via les
circuits de commande 20.
Un schéma de principe d'un circuit de commande
électronique 20 est montré sur la figure 2. II comprend une unité de
traitement logique 22 qui communique avec le réseau 32 via une
interface 21. Une horloge 24 dont la synchronisation éventuelle et la
fréquence sont commandées par l'unité de traitement 22 fournit un signal
d'horloge H par exemple tel que montré à la ligne (a) de la figure 3. Le
signal produit par le capteur de vitesse de rotation d'hélice est mis en
forme par un circuit 26 qui produit un signal S par exemple tel que montré
à la ligne (b) de la figure 3.
Des informations représentatives des vitesses de rotation
d'hélice pour un ensemble de plusieurs régimes constants sont stockées
dans l'unité logique 22. La sélection, depuis le poste de pilotage de l'avion,
d'un régime constant particulier est transmise à l'unité de commande
centrale 30 et aux circuits de commande électroniques 20 et est reconnue
par l'unité de traitement 22. Celle-ci élabore un signal de commande
approprié qui est appliqué au dispositif de commande de variation de pas
d'hélice pour imposer une vitesse de rotation correspondant au régime
sélectionné. Dans le même temps, la fréquence du signal d'horloge est
ajustée sous commande de l'unité de traitement 22 pour représenter la
vitesse de rotation correspondant au régime constant sélectionné.
Le signal d'horloge H et le signal S issu du capteur de vitesse de
rotation sont appliqués à un circuit 28 de détermination du décalage
(déphasage) entre ces deux signaux. Le décalage déterminé représente la
phase réelle cp de l'hélice par rapport à une référence fournie par le signal
d'horloge. On notera que cela est permis du fait que la vitesse réelle de
rotation de l'hélice est, en pratique, égale ou pratiquement égale à celle
souhaitée correspondant au régime sélectionné.
Dans un premier mode de réalisation, des valeurs de consigne
de phase d'hélice, c'est-à-dire de position angulaire par rapport à un
référentiel commun, sont assignées à chaque groupe propulseur, de
manière à avoir, entre les hélices des groupes propulseurs, des
déphasages déterminés pour la minimisation du bruit en cabine. Pour un
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premier des groupes propulseurs, la valeur de phase assignée peut être
arbitraire, par exemple 0°, les valeurs de phases assignées aux autres
groupes étant déterminées en fonction des déphasages souhaités par
rapport au premier groupe propulseur.
5 Comme indiqué sur la figure 4, le processus de synchrophasage
comprend donc, dans le ou chaque groupe propulseur, une mesure de la
phase de l'hélice (étape 41), une comparaison de la phase mesurée avec
la valeur de consigne attribuée au groupe propulseur considéré (étape 42)
et une commande d'une variation momentanée de la vitesse de rotation
10 de l'hélice si l'écart entre les valeurs de phase mesurée et de consigne
n'est pas nul ou dépasse un seuil toléré (étape 43). L'écart étant ramené à
la valeur nulle ou à une valeur en deçà du seuil maximum toléré, l'hélice
est à nouveau entraînée à la vitesse de rotation correspondant au régime
constant en cours.
Le processus de synchrophasage est de préférence réalisé en
permanence dès lors que l'on se trouve dans des conditions de vol
stabilisées, par exemple lorsque l'écart entre fe régime (vitesse de rotation
d'hélice) mesuré et le régime de consigne est inférieur à une valeur de
seuil déterminée. En effet, même dans de telles conditions stabilisées,
l'hélice est soumise à des perturbations d'ordre mécanique (par exemple
mouvements de l'avion) ou d'ordre aérodynamique (par exemple
turbulences) rendant nécessaire la continuité du synchrophasage comme
montré sur la figure 4. Lorsque les conditions ne sont pas stables, par
exemple en cas de variation de régime importante ou de roulage au sol, le
dispositif de synchrophasage peut être désactivé.
Afin de disposer d'un référentiel commun pour les hélices des
différents groupes propulseurs, les horloges 24 des différents circuits de
commande 20 doivent être synchrones. Une resynchronisation ou un
réalignement temporel des horloges doit être effectué pour compenser
d'éventuelles dérives. Un processus de réalignement des horloges sera
décrit en référence aux figures 5a, 5b et 6.
Le processus de réalignement des horloges 24 est déclenché par
l'émission par l'unité centrale de commande 30 d'un signal de commande
de réalignement SYNC. Ce signal peut être émis sous forme d'un mot
numérique sur un bus de données du réseau de communication 32 et est
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reçu par le circuit de commande électronique 20 de chaque groupe
propulseur.
En réponse à la reconnaissance du signal SYNC (étape 51
figures 5a, 5b), les unités de traitement 22 commandent de façon
simultanée la mémorisation des états des différentes horloges 24
(étape 52 - figures 5a - 5b). L'état de l'horloge est représenté par la
valeur N d'un compteur d'oscillations produites par une base de temps à
très haute fréquence d'où est dérivée par division la fréquence d'horloge,
comme cela est bien connu. Le retour à zéro du compteur correspond à
un front montant du signal d'horloge. L'état N du compteur représente
donc le décalage entre le front montant du signal d'horloge précédant le
signal SYNC et ce dernier.
Dans un groupe propulseur choisi arbitrairement comme
référence, l'état de l'horloge, pris comme état d'horloge de référence NR
est transmis sur le réseau de communication 32 (étape 53 - figure 5a).
Dans le ou chaque autre groupe propulseur l'état d'horloge de
référence NR est reçu (étape 54 - figure 5b) et est comparé (étape 55 -
figure 5b) avec l'état d'horloge locale. En cas d'écart non nul ou supérieur
à un seuil maximum toléré, un réalignement de l'horloge locale est
commandé afin de synchroniser celle-ci avec l'horloge de référence (étape
56 - figure 5b).
Un exemple de réalignement est illustré par la figure 6 sur
laquelle la ligne (a) représente le signal d'horloge de référence tandis que
la ligne (b) représente le signal d'horloge locale d'un autre groupe
propulseur, avec réalignement de l'horloge locale sur l'horloge de
référence suite à un écart mesuré entre les états des horloges NR et N
après réception du signal SYNC.
Le réalignement peut être effectué en modifiant l'état du
compteur d'horloge locale progressivement, d'une valeur correspondant à
l'écart entre horloge locale et horloge de référence à l'instant de
mémorisation.
La fréquence à laquelle un réalignement éventuel des horloges
est commandé par émission du signal SYNC peut étre choisie librement. II
n'est pas utile généralement d'adopter une fréquence élevée. Un intervalle
de plusieurs secondes à plusieurs dizaines de secondes entre deux signaux
SYNC peut être adopté. II est toutefois utile de commander le
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réalignement des horloges en cas de passage d'un régime constant des
groupes propulseurs à un autre régime constant, le changement de
régime s'accompagnant d'un changement de fréquence des horloges.
Bien que l'on ait envisagé l'utilisation d'un dispositif de
commande de pas pour modifier la vitesse de rotation de l'hélice d'un
groupe propulseur, d'autres dispositifs connus peuvent être prévus à cet
effet pouvant être commandés par le circuit de commande électronique du
groupe propulseur, par exemple un synchro-alternateur modulant un
couple appliqué sur l'arbre de l'hélice afin de freiner ou d'accélérer celle-
ci.
Par ailleurs, le signal SYNC de réalignement temporel des
horloges peut être transmis aux circuits de commande électroniques des
groupes propulseurs sous une forme autre qu'un mot numérique
acheminé par un bus de données.
Ainsi, le signal SYNC peut être sous forme d'un signal
analogique transmis séparément et reçu sur une entrée dédiée de chaque
circuit de commande électronique d'un groupe propulseur, laquelle entrée
peut alors être reliée directement à l'entrée de commande de remise à
l'état initial de l'horloge.
On pourra aussi transmettre le signal SYNC sous forme d'une
modulation superposée à un bus de puissance électrique (bus d'alimenta
tion ou de masse) auquel chaque circuit de commande électronique est
relié. Un circuit de démodulation est alors prévu pour reconnaître le signal
SYNC et le transmettre à l'unité de traitement logique 22.
Un autre mode de réalisation du processus de synchrophasage
est illustré par la figure 7.
Dans ce mode de réalisation, un groupe propulseur est choisi
comme "maître", et le ou chaque autre groupe propulseur est "esclave".
Des valeurs de consigne de déphasage d'hélice sont assignées au ou à
chaque groupe propulseur esclave, correspondant au déphasage souhaité
entre l'hélice du groupe propulseur esclave et l'hélice du groupe
propulseur maître pour la minimisation du bruit en cabine. Le
fonctionnement est le suivant.
Les horloges internes des circuits de commande des groupes
propulseurs "maître" et "esclave(s)" sont synchronisées en réponse à la
réception de signaux SYNC de commande d'alignement d'horloge de la
même façon que décrit plus haut.
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Dans chaque groupe propulseur la phase d'hélice correspondant
au décalage cp entre le signal d'horloge H et celui S issu du capteur, tel
que déterminé par le circuit 28 est lue par l'unité de traitement 22 (étape
62 - figures 7a-7b). La phase d'hélice du groupe propulseur maître est
émise en permanence sur le réseau de communication de l'avion en tant
que phase d'hélice de référence (étape 63, figure 7a).
Dans le ou chaque groupe propulseur esclave, la valeur de
phase d'hélice de référence est reçue et acquise (étape 64 - figure 7b) par
l'intermédiaire du réseau de communication de l'avion et le déphasage
entre l'hélice du groupe propulseur "esclave" et celle du groupe propulseur
"maître" est déterminé à partir des deux valeurs de phases disponibles
(étape 65 - figure 6b). Le déphasage déterminé est comparé avec la
valeur de déphasage de consigne assignée au groupe propulseur "esclave"
(étape 66 - figure 6b). Si l'écart entre les deux déphasages est non nul ou
supérieur à une valeur de seuil maximum toléré, une variation
momentanée de vitesse de l'hélice du groupe propulseur "esclave" est
commandée (étape 67 - figure 6b), afin de ramener cet écart à zéro ou à
une valeur inférieure au seuil maximum toléré, puis la vitesse de l'hélice
est ramenée à la valeur correspondant au régime constant en cours. La
variation de vitesse est produite par action sur le dispositif de commande
de variation de pas de l'hélice.
Comme dans le mode de réalisation précédent, le processus de
synchrophasage est réalisé de préférence en permanence tant que les
conditions de vol sont stabilisées.
On pourrait toutefois, dans l'un ou l'autre mode de réalisation,
déclencher le processus de synchrophasage de façon périodique.
