Brevet FR2550161A1 — publié le 19850208

Système en vue d'améliorer le facteur de charge d'un giravion. La présente invention concerne la commande d'un aéronef et, plus particulièrement, la commande 5 du groupe propulseur en se basant sur des états du fuselage d'une cellule d'avion en vue d'améliorer le comportement de l'aéronef lors des manoeuvres. Dans la description ci-après, il est principalement question de la commande d'hélicoptères, mais 10 les enseignements qu'elle renferme, sont applicables aux giravions en général. Dans les hélicoptères modernes, la tendance à utiliser des systèmes de rotors principaux à plus faible inertie (moment angulaire) réduit le niveau d'énergie accumulée dans le système de rotor et rend le rotor plus susceptible à d'importantes excursions de vitesse transitoires au cours de certaines manoeuvres de vol Ces excursions de vitesse du rotor principal, conjointement avec d'autres caractéristi20 ques de vol des hélicoptères, auront pour effet de modifier la capacité de poussée et de contrôle du rotor, tout en perturbant la compensation d'attitude de l'aéronef et en provoquant un retard inopportun dans l'obtention d'une altitude ou d'une vitesse donnée. Une perturbation inopportune de la compensation d'attitude a pour effet d'accroître la charge de travail du pilote (fréquemment à des moments critiques) et/ou de saturer le système d'augmentation de stabilité de l'aéronef En conséquence, il est connu de prévoir 30 une commande de carburant à boucle fermée en vue de contrôler la vitesse du rotor à une vitesse de référence Un tel système est décrit dans la demande de brevet des Etats-Unis d'Amérique N 369 301 déposée le 16 avril 1982 au nom de la Demanderesse et ayant 35 pour titre "FUEL CONTROL FOR CONTROLLING HELICOPTER ROTOR/TURBINE ACCELERATION" Toutefois, un contrôle strict de la vitesse du rotor peut parfois être désavantageux. Un virage coordonné équivaut à un redresse5 ment en termes de charges engendrées dans l'hélicoptère, en particulier, en ce qui concerne la charge imposée aux pales au rotor principal Cette caractéristique est due à la force qui est nécessairement appliquée à l'hélicoptère via les pales afin d'effec10 tuer l'accélération directionnelle requise vis-à-vis de la masse de l'hélicoptère et, lors d'un redressement, afin de vaincre l'accélération due à la pesanteur En fait, un angle d'inclinaison latérale de 60 (qui n'est pas rare) doublera nominalement la charge 15 imposée au rotor principal, ce qui, en fonction des conditions rencontrées, pourrait provoquer une tendance à l'accélération de ce dernier Etant donné que, dans ces conditions, le couple requis est réduit, on comprendra aisément que le fait d'empêcher le rotor 20 d'accélérer et d'exiger un couple plus élevé va à l'encontre du rendement dans de telles circonstances. On pourrait accroître la poussée disponible du rotor et, partant, son facteur de charge, s'il y avait posbilité d'élever la vitesse de ce rotor. On envisagera l'hypothèse selon laquelle un hélicoptère vole à la vitesse de croisière (par exemple, au moins 60 noeuds) alors que le pilote amorce un virage coordonné Dans un cas, en raison d'une combinaison d'entrées de commande, est choisie une trajectoire de vol qui donne lieu à la possibilité d'une perte de vitesse de progression (et/ou d'altitude) Dans ces conditions qui, par suite de la nature du processus d'échange d'énergie, sont transitoires, le couple requis par le rotor est réduit et l'on ob35 serve une tendance à l'accélération de ce dernier (l'énergie cinétique ou potentielle de la cellule d'aéronef est épuisée par le rotor) La commande de carburant à boucle fermée existante freine cette tendance en réduisant le couple du moteur afin de main5 tenir l'équilibre entre le couple requis du rotor principal et le couple fourni par le moteur en conservant ainsi la vitesse de référence du rotor, ce qui n'est pas souhaitable Dans un tel cas, il pourait être souhaitable, ainsi qu'il est enseigné dans 10 la présente, d'établir une nouvelle vitesse de référence de rotor d'après la vitesse de rotor accrue, de telle sorte que l'hélicoptère ait la possibilité virtuelle d'engendrer une plus forte poussée et, partant, la capacité d'atteindre de plus hauts niveaux de fac15 teur de charge Dans un autre cas, le pilote désire maintenir la vitesse de progression (et l'altitude) dans un virage stable Dans ces conditions dans lesquelles la poussée accrue (requise pour maintenir le facteur de charge au cours du virage), donne lieu à un couple plus élevé requis par le rotor, les moteurs doivent fournir l'énergie nécessaire pour maintenir le contrôle de vitesse de rotor à boucle fermée. Dans ces conditions, le pilote pourrait, en augmentant la puissance du signal d'entrée de commande, accrolître la poussée (et le facteur de charge) jusqu'à la limite de puissance des moteurs D'une manière plus souhaitable, ainsi qu'il est enseigné dans la présente, la puissance installée des moteurs pourrait être mieux utilisée en réglant la vitesse du rotor à une nouvelle valeur de référence plus élevée, maintenant ainsi, pour le rotor, une plus grande marge de contrôle et de décrochage Ces deux conditions spécifiques sont utilisées à titre d'illustration, mais il existe d'autres niveaux de manoeuvres 35 de vol qui pourraient bénéficier d'un réglage appro- prié de la vitesse de référence du rotor Une caractéristique commune à toutes ces manoeuvres est l'amplitude de tangage de la cellule d'aéronef (fuselage) qui est nécessairement engendrée lors de l'exécution de la manoeuvre. En conséquence, un objet de la présente invention est de remédier aux inconvénients d'un système de contrôle de vitesse de rotor à boucle fermée en permettant/provoquant l'accélération du rotor au 10 cours d'une manoeuvre à charge positive, augmentant ainsi la poussée disponible, tout en permettant, par la même occasion, des facteurs de charge virtuellement plus élevés de l'aéronef,à des vitesses de croisière Un autre objet est de permettre la mise en 15 oeuvre de l'invention sans capteurs supplémentaires et avec l'adjonction d'un minimum de circuits lorsqu'on dispose d'un système de contrôle de vol automatique. Suivant l'invention, la vitesse du rotor qui, 20 dans le cas d'un moteur à turbine libre, est directement proportionnelle à la vitesse de cette dernière, est détectée et maintenue à une valeur de référence par une commande de carburant à boucle fermée La vitesse de référence est décalée vers le haut en fonc25 tion d'une vitesse de tangage indiquant une manoeuvre à charge positive afin de permettre/provoquer une élévation contrôlée de la vitesse du rotor, augmentant ainsi la poussée disponible, tout en améliorant la charge de l'aéronef. L'invention peut être mise en oeuvre dans une variété de commandes analogiques, numériques ou par ordinateur, d'une manière directe, ou en y incorporant des caractéristiques supplémentaires en vue d'obtenir une commande plus sophistiquée L'invention 35 est aisément mise en oeuvre en utilisant un appareilla- ge et des techniques rentrant parfaitement dans les compétences de l'homme de métier, à la lumière des enseignements ci-après. D'autres objets, caractéristiques et avan5 tages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description détaillée ci-après de formes de réalisation données à titre d'exemple, en se référant à l'unique dessin annexé qui est un bloc-diagramme schématique simplifié de la 10 boucle de commande de carburant suivant la présente invention pour un hélicoptère. Ce dessin illustre un système de commande de carburant pour un hélicoptère Un rotor principal est solidarisé, par un arbre 12, à un carter de 15 transmission 13 qui est entraîné par un arbre 14 à l'intervention d'un embrayage de marche à vide 16, lequel est en prise avec un arbre de sortie 18 d'un moteur 20, mais en est désolidarisé au cours d'une autorotation Le carter de transmission 13 entraîne 20 également un rotor de queue 22 à l'intervention d'un arbre 24, si bien que le rotor principal 10 et le rotor de queue 22 tournent toujours à des vitesses qui sont dans une relation fixe l'une par rapport à l'autre, de telle sorte que le rotor de queue tourne 25 à peu près cinq fois plus rapidement que le rotor principal. Dans la forme de réalisation illustrée, le moteur 20 est un moteur à turbine libre à gaz dans lequel l'arbre de sortie 18 est entraîné par une tur30 bine libre 26, laquelle est à son tour entraînée par les gaz d'un générateur comprenant un turbocompresseur équipé d'un compresseur 28 solidarisé, par un arbre 30, à une turbine d'entraînement de compresseur 32, ainsi qu'une section de brûleur 34 à laquelle le carburant 35 est acheminé par des canalisations 36 au départ d'une pompe 38 et à l'intervention d'une soupape de dosage de commande de carburant 40. Le système de commande de carburant assure nominalement le débit de carburant correct dans les 5 canalisations 36, de façon à maintenir une vitesse de rotor désirée Pour les besoins de la présente description,l'autorotation est ignorée et la vitesse de la turbine libre donne une indication de la vitesse du rotor En conséquence, un tachymètre 42 me10 sure la vitesse de la turbine libre 26 (en l'occurrence, celle atteinte à l'arbre de sortie 18) en vue de transmettre, sur une ligne 44, un signal de vitesse réelle (rotor) qui est appliqué à une jonction de sommation 46 Bien qu'il n'en soit pas fait mention 15 ici, le signal de vitesse de turbine émis sur la ligne 44 peut être filtré avant son application à la jonction de sommation 46 afin d'en éliminer le bruit et d'assurer des marges de stabilité acceptables pour la boucle fermée Un signal de vitesse de référence 20 de rotor 48 qui, spécifiquement, est réglé à une vitesse nominale de 100 %, est également transmis à la jonction de sommation 46 La sortie de la jonction de sommation 46 est un signal d'erreur de vitesse de rotor appliqué sur une ligne 52 et qui est nominale25 ment ZERO ou, en d'autres mots, la différence entre le signal de vitesse réelle et le signal de vitesse de référence Un régulateur de turbine 54 réagit au signal d'erreur de vitesse de rotor émis sur la ligne 52, ainsi qu'au signal de référence 48 et, con30 jointement avec une commande de générateur de gaz 58, il transmet un signal de commande de carburant à la soupape de dosage 40, de façon à amener la pompe à carburant 38 à débiter la quantité correcte de carburant dans les canalisations d'entrée 36 en vue de maintenir la vitesse du rotor à la valeur de référence. On obtient ainsi une boucle asservie qui pourrait être mise en oeuvre selon plusieurs méthodes directes. Le signal de vitesse de référence de rotor peut être polarisé à la jonction de sommation 46 par des si5 gnaux de commande de bip-bip émis sur une ligne 50 à l'intervention du pilote et au départ d'un dispositif générateur de signaux sonores indiquant la vitesse du moteur (non représenté) Le signal de vitesse de référence de rotor peut également être polarisé à la 10 jonction de sommation 46 par un signal de polarisation de vitesse de référence de rotor émis sur une ligne 70 A mesure que le signal de vitesse de référence de rotor 48 est polarisé (vers le haut), le signal d'erreur de vitesse de rotor est décalé (polari15 sé) à partir de ZERO et le système de commande de carburant maintient le moteur (rotor) à une vitesse de référence plus élevée. En se référant à la partie de la présente invention qui concerne l'amélioration du facteur de charge, l'amplitudede tangage induite de l'aéronef est détectée par un gyroscope 72 émettant un signal d'amplitude de tangage qui est conformé par un circuit formeur d'impulsions 74 Ce circuit formeur d'impulsions 74 peut être incorporé à un système de contrôle 25 de vol automatique existant 76 et il peut intégrer, amplifier, retarder, limiter, etc le signal d'amplitude de tangage en vue d'adapter l'accroissement de vitesse de rotor en fonction de la charge requise d'un aéronef particulier (En outre, il existe spéci30 fiquement une vitesse de rotor au-delà de laquelle des dommages peuvent être occasionnés à ce dernier). Le circuit formeur d'impulsions peut être incorporé à des circuits de commande existants tels que décrits dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique N 4 127 245 35 (Tefft, 1978) ayant pour titre "HELICOPTER PITCH RATE FEEDBACK BIAS FOR PITCH AXIS MANEUVERING STABILITY AND LOAD FEEL" et qui est mentionné ici à titre de référence (Dans ce brevet, le signal émis sur la ligne 32 par l'amplificateur 34 correspond au signal 5 d'amplitudede tangage conformé décrit ici) Le commutateur 78 réagit à un signal de vitesse vraie émis par un dispositif de mesure 80 et, lorsqu'il se ferme en réponse à un signal de vitesse vraie indiquant la vitesse de croisière, il applique le signal d'amplitu10 de de tangage conformé à la ligne 70 en tant que signal de polarisation de vitesse de référence de rotor qui indique l'accélération de ce dernier, ainsi qu'on l'a décrit cidessus Le circuit formeur d'impulsions 74 peut également réagir au signal de vitesse vraie, 15 par exemple, dans le but d'influencer la sensibilité (gain) d'ensemble D'une manière semblable, d'autres paramètres de l'aéronef pourraient être détectés en vue d'une adaptation plus précise de la réponse-à la situation présente. Dans un virage incliné,bien que l'angle d'inclinaison dans l'axe d'inertie puisse rester fixe, une amplitudede tangage est induite dans l'axe du fuselage (c'est-à-dire dans un gyroscope d'amplitudedetangage fixé à l'hélicoptère) L'amplitudede tangage induite 25 est proportionnelle à l'amplitude de lacet et au sinus de l'angle d'inclinaison latérale Une manoeuvre à amplitude de tangage positive (axe du fuselage) nécessite l'application, dans le rotor principal, de charges proportionnelles à l'amplitude de tangage détectée en 30 vue de maintenir le facteur de charge En conséquence, le signal d'amplitude de tangage est utilisé comme indicateur de facteur de charge pour définir l'accélération du rotor et assurer la capacité potentielle à une poussée accrue de ce dernier Pour des manoeu35 vres à charge positive, la vitesse du rotor s'élève en vue d'augmenter le niveau de poussée et le facteur de charge qui peut ensuite être développé Dans un cas (c'est-à-dire la négociation d'un virage sans tenir compte d'une perte de vitesse de progression/alti5 tude), la polarisation du signal de vitesse de référence de rotor vient compléter la tendance naturelle à l'accélération du rotor Dans un autre cas (maintien de la vitesse de progression et de l'altitude en cours de virage), l'indication de l'accélération du 10 rotor fournit la capacité potentielle à une poussée accrue de ce dernier, tout en préservant les marges de contrôle et de décrochage du rotor Des amplitudes de tangage indiquant des manoeuvres à charge négative ne sont pas utilisées pour réduire la vitesse 15 de référence du rotor, étant donné que cette façon de procéder pourrait être préjudiciable d'un point de vue contrôle (parmi d'autres effets secondaires complexes). Il est entendu que le facteur de charge pourrait être détecté directement, par exemple, par un accéléromètre 73 dans l'axe vertical du fuselage, en vue d'engendrer un signal qui est conformé pour polariser le signal de vitesse de référence de rotor soit seul, soit conjointement avec le signal d'ampli25 tude de tangage. Bien que l'invention soit illustrée dans un mode analogique pour des raisons de clarté, les fonctions de traitement de signaux en cause peuvent, de préférence, être exécutées dans un calculateur numéri30 que lorsqu'on dispose de ce dernier C'est ainsi que, dans une commande de carburant numérique, les fonctions de traitement de signaux de l'invention pourraient être exécutées par des pas de programmation relativement simples qui, de toute évidence, sont ana35 logues au traitement de signaux décrit ici On pour- rait également utiliser une simple commande de carburant à générateur de gaz hydromécanique capable de recevoir un signal de vitesse de générateur de gaz requis du régulateur de turbine 54, sur un hélicoptère équipé d'un système de contr 6 le de vol automatique numérique dans lequel le traitement du signal de vitesse de moteur pour la mise en oeuvre de la présente invention pourrait être effectué par de simples pas de programmation exécutés dans le calculateur de con10 trôle de vol automatique Toutefois, cette technique ne se rapporte pas au concept de l'invention Il suffit que l'invention puisse être mise en oeuvre selon n'importe quelle méthode dans laquelle le signal de vitesse de référence de rotor est polarisé en fonc15 tion de l'amplitude de tangage de l'aéronef telle qu'elle est détectée par un gyroscope de bord. Bien que l'invention ait été illustrée et décrite en se référant à des formes de réalisation données à titre d'exemple, l'homme de métier comprendra 20 que diverses modifications, omissions et additions peuvent être envisagées sans se départir de l'esprit et du cadre de l'invention. ill REVENDICATIONS 1 Système de commande de carburant de giravion en vue de contrôler la vitesse du rotor du giravion, le rotor étant entraîné par un moteur, ce système comprenant: un tachymètre destiné à engendrer un signal indiquant la vitesse réelle du rotor; une soupape à carburant réagissant à un signal de commande de carburant pour doser le débit de carburant vers le moteur en vue de contrôler la vitesse du 10 rotor; et un moyen de traitement de signaux raccordé pour réagir au tachymètre et connecté à la soupape à carburant en vue d'engendrer un signal de vitesse de référence indiquant une vitesse de rotor désirée, d'engen15 drer un signal d'erreur de vitesse de rotor équivalant à la différence entre le signal de vitesse réelle et le signal de vitesse de référence, et de transmettre le signal de commande de carburant à la soupape à carburant en réponse à ce signal d'erreur de vitesse de 20 rotor; caractérisé par un moyen destiné à engendrer un signal indiquant l'amplitude de tangage du giravion; le moyen de traitement de signaux étant raccordé pour réagir à ce moyen générateur de signaux d'ampli25 tude de tangage et comprenant un élément destiné à engendrer un signal de polarisation de vitesse de référence de rotor en réponse au signal d'amplitude de tangage en vue de polariser le signal de vitesse de référence de rotor en fonction de ce signal d'amplitude 30 de tangage, polarisant ainsi le signal d'erreur de vitesse de rotor, tout en augmentant le signal de commande de carburant en réponse à l'amplitude de tangage afin d'accroître le potentiel de facteur de charge au cours d'une manoeuvre à charge positive. 2 Système de commande de carburant de gira- vion suivant la revendication 1, caractérisé par un moyen de mesure de vitesse vraie destiné à transmettre, au moyen de traitement de signaux, un signal indiquant la vitesse vraie du giravion, le signal de polarisation de vitesse de référence de rotor étant engendré en fonction de ce signal de vitesse vraie et du signal d'amplitude de tangage. 3 Système de commande de carburant de giravion suivant la revendication 1, caractérisé par un 10 moyen de mesure de vitesse vraie destiné à transmettre, au moyen de traitement de signaux, un signal indiquant la vitesse vraie du giravion, le signal de polarisation de vitesse de référence de rotor étant engendré uniquement lorsque le signal de vitesse vraie indique au moins une vitesse vraie (vitesse de croisière) seuil. 4 Système de commande de carburant de giravion en vue de contrôler la vitesse du rotor du giravion, le rotor étant entraîné par un moteur, ce systè20 me comprenant: un tachymètre destiné à engendrer un signal indiquant la vitesse réelle du rotor; une soupape à carburant réagissant à un signal de commande de carburant pour doser le débit de carbu25 rant vers le moteur en vue de contrôler la vitesse du rotor; et un moyen de traitement de signaux raccordé pour réagir au tachymètre et connecté à la soupape à carburant en vue d'engendrer un signal de vitesse de réfé30 rence indiquant une vitesse de rotor désirée, d'engendrer un signal d'erreur de vitesse de rotor équivalant à la différence entre le signal de vitesse réelle et le signal de vitesse de référence, et de transmettre le signal de commande de carburant à la soupape à car35 burant en réponse à ce signal d'erreur de vitesse de rotor; caractérisé par un moyen de détection de facteur de charge destiné à engendrer un signal indiquant le facteur de charge imposé au giravion; le moyen de traitement de signaux étant raccordé pour réagir à ce moyen de détection de facteur de charge et comprenant un élément destiné à engendrer un signal de polarisation de vitesse de référence de rotor en réponse au signal de facteur de charge en vue 10 de polariser le signal de vitesse de référence de rotor en fonction de ce signal de facteur de charge, polarisant ainsi le signal d'erreur de vitesse de rotor, tout en augmentant le signal de commande de carburant en réponse au facteur de charge afin d'accroi15 tre le potentiel de facteur de charge au cours d'une manoeuvre à charge positive. Système de commande de carburant de giravion suivant la revendication 4, caractérisé par un moyen destiné à transmettre, au moyen de traitement de signaux, un signal indiquant l'amplitude de tangage du giravion, le signal de polarisation de vitesse de référence de rotor étant engendré en fonction de ce signal d'amplitude de tangage et du signal de facteur de charge.