Brevet FR2571021A1 — publié le 19860404

La présente invention concerne un dispositif pour la commande automatique d'un compensateur aérodynamique associé à une surface aérodynamique de commande d'un aéronef, notamment une gouverne de direction. Pour des raisons de stabilité,de commande et d'équilibre, il est déjà connu d'associer à une surface aérodynamique de commande d'un aéronef, telle que par exemple un aileron, une gouverne de profondeur ou une gouverne de direction, un compensateur aérodynamique, lui-même constitué par un volet articulé à ladite surface aérodynamique, du côté du bord de fuite de celle-ci, et pouvant prendre soit une position alignée, soit des positions obliques par rapport à ladite surface aérodynamique. Il est également connu de prévoir des dispositifs pour la commande automatique desdits compensa- teurs à partir du mouvement imposé par le pilote à ladite surface aérodynamique. De tels dispositifs sont généralement constitués d'une tringlerie articulée sur la structure sur laquelle est articulée ladite surface-aérodynamique. Des exemples de compensateurs aérodynamiques et de leurs mécanismes de commande sont par exemple décrits dans les documents US-A-2 094 488, US-A-2 252 284, US-A-2 357 465, US-A-2 435 922, US-A-2 557 426, US-A-2 743 889, US-A-3 000 595, US-A-3 261 573 et US-A-3 295 797. Dans ces dispositifs connus, la variation du braquage du compensateur par rapport à la surface aérodynamique est généralement une fonction linéaire du braquage de la surface aérodynamique. Parfois, cette fonction n'est pas linéaire pour pouvoir assurer une compensation accrue lorsque le braquage de la surface aérodynamique augmente. La présente invention a pour objet un dispositif du type décrit ci-dessus permettant de satisfaire, notamment lorsqu'il.est appliqué à une gouverne de direction, aux conditions suivantes: 1 ) fournir une compensation aérodynamique suffisamment puissante pour permettre, à faible vitesse, le plein braquage de la gouverne de direction pour assurer le contrôle de l'avion suivant les critères de la norme, en cas de panne de moteur ou décollage ou de remise des gaz à l'atterrissage sur un seul moteur, sans exiger du pilote des efforts physiques supérieurs à ceux définis par la norme; 2 ) fournir une compensation aérodynamique suffisamment puissante pour permettre à faible vitesse le braquage de la gouverne nécessaire pour obtenir un vol dérapé stabilisé pour assurer le contrôle de l'avion suivant les critères de la norme en cas d'atterrissage et de décollage par fort vent de travers, sans exiger du pilote des efforts supérieurs à ceux définis par la norme; 3 ) maintenir dans tout le domaine de vol, sur les organes de pilotage, des efforts de sens correct; 4 ) ne pas entraîner dans tout le domaine de vol le dépassement de la résistance structurale de l'avion par braquage excessif de la gouverne lorsque les efforts spécifiés par la norme sont appliqués aux organes de pilotage; ) ne pas conduire à une situation catastrophique irréversible en cas d'application momentanée, dans le cas d'une panne de moteur, d'un ordre de commande de sens inverse au sens requis; 1 60) assurer dans les cas de vol normaux symétriques des efforts de pilotage homogènes permettant un bon retour au zéro de la gouverne lorsqu'aucun effort n'est appliqué sur les organes de pilotage. On sait que de telles conditions sont d'autant plus délicates à réaliser que la taille de l'aéronef, les écarts de vitesse et les dissymétries de vol sont plus importantes. De telles dissymétries apparaissent notamment, dans les avions multimoteurs, lorsqu'un ou plusieurs moteurs d'un côté tombent en panne, la propulsion restant assurée par le ou les moteurs de l'autre côté. A ces fins, selon l'invention, le dispositif pour la commande automatique d'un compensateur aérodynamique articulé à l'arrière d'une surface aérodynamique de commande d'un aéronef, elle-même articulée sur la structure dudit aéronef, comportant une tringle articulée d'un côté sur ledit compensateur aérodynamique et reliée de l'autre côté à la structure de l'aéronef de façon qu'un braquage commandé de ladite surface aérodynamique de commande entraîne automatiquement le braquage dudit compensateur aérodynamique par rapport à ladite surface aérodynamique de commande, est remarquable en ce que, du côté opposé au compensateur aérodynamique, ladite tringle est articulée à un levier, lui-même articulé sur ladite structure de l'aéronef et en ce que des moyens sont prévus pour déplacer le point d'articu- lation de la tringle et du levier dans une direction au moins approximativement transversale à ladite surface aérodynamique, en liaison avec le braquage commandé de ladite surface aérodynamique. 2-571021 1 Ainsi, lesdits moyens de déplacement permettent de donner au taux d'automaticité--du dispositif (rapport de l'angle de braquage du compensateur et de l'angle de braquage de la surface de commande) une loi de variation désirée. De préférence, le point d'articulation de la tringle et du levier se trouve au moins approximativement dans le plan transversal passant par l'axe de rotation de la surface aérodynamique de commande sur la structure de l'aéronef, en position excentrée par rapport audit axe. Dans un mode de réalisation avantageux, les moyens de déplacement dudit point d'articulation sont constitués par une came qui est articulée sur la structure de l'aéronef, qui est solidaire en rotation de ladite surface aérodynami- que de commande et contre laquelle s'appuie ledit levier. Ainsi, la variation non linéaire du taux d'automaticité est imposée par le profil de ladite came. Le profil de cette came est établi de façon à réaliser, dans le domaine de vol symétrique: - un taux d'automaticité réduit au voisinage de la position neutre de la surface de commande, ayant pour but d'amélio- rer le retour de celle-ci à sa position neutre; - un taux d'automaticité accru au niveau suffisant pour permettre d'obtenir le braquage d'une gouverne de direction correspondant au dérapage stabilisé nécessaire au contre du vent de travers au décollage et à l'atterrissage (braquage environ moitié du braquage maximal de la gouverne de direction). Cette valeur de taux d'automaticité permet d'obtenir les dérapages stabilisés aux basses vitesses avec des efforts aux organes de pilotage conformes à la norme et assure une limitation des dérapages à grande vitesse par saturation d'effort. - un taux d'automaticité qui décroît ensuite jusqu'à zéro au braquage maximal de la gouverne, ce qui élimine l'inversion des efforts aux organes de pilotage aux grands braquages de la gouverne sous fort dérapage. Avantageusement, l'agencement du levier et de la came est prévu pour que le levier soit appliqué contre ladite came par les efforts aérodynamiques appliqués sur la surface de commande. Cependant, de plus, on prévoit des moyens élastiques pour presser ledit levier contre ladite came. Dans un mode avantageux de réalisation, le profil de ladite came est modifiable au moyen de rampes mobiles montées sur ladite came. Ainsi, en cas de panne dissymétrique de moteur, le profil de la came peut être modifié par le déplacement de l'une ou l'autre desdites rampes mobiles, ce qui a pour effet de faire croître le taux d'automaticité jusqu'à un maximum pour le braquage maximal de la gouverne de direction et ceci uniquement du côté du braquage au contre de la panne du moteur considéré. Il est alors possible d'obtenir le braquage maximal de la gouverne de direction du côté considéré avec des efforts aux organes de pilotage correspondant à la norme, tout en évitant le risque d'une inversion d'effort en cas d'une action du pilote exercée dans le mauvais sens. Le déplacement de l'une ou l'autre des rampes mobiles peut être réalisé par un actionneur électrique qui est commandé par un signal de panne de moteur discriminé suivant la position à gauche ou à droite dudit moteur en panne. L'effacement de la rampe est obtenu lorsque le signal de panne du moteur disparaît. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 montre schématiquement la silhouette d'un avion bimoteur pourvu du dispositif selon l'invention. Les schémas a, b, c, d et e de la figure 2 illustrent schématiquement différentes positions relatives de la dérive, de la gouverne de direction et du compensateur aérodynamique associé en vol normal de l'avion de la figure 1. Les schémas & et f de la figure 3 illustrent schématiquement deux positions relatives de la dérive, de la gouverne de direction et du compensateur aérodynamique associé, en vol avec un moteur en panne. La figure 4 permet de définir les angles entrant dans la définition du taux d'automaticité du dispositif selon l'invention. Les figures 5,6 et 7 illustrent les variations du taux d'automaticité en fonction du braquage de la gouverne de direction, respectivement en vol avec les deux moteurs et avec l'un desdits moteurs en panne. 1 La figure 8 illustre un mode de réalisation du dispositif selon l'invention. Les figures 9 et 10 montrent deux positions de fonctionne- ment du mode de réalisation de la figure 8. A l'aide de ces figures et de la description suivante, on illustre la présente invention plus spécialement à l'aide de son application à la gouverne de direction d'un avion bimoteur à hélices, muni de commandes de vol non assistées. La silhouette d'un tel avion 1 est montrée sur la figure 1, sur laquelle on a représenté le moteur droit 2 et le moteur gauche 3, respectivement portés par les ailes 4 et 5 corespondantes et disposés symétriquement par rapport à l'axe longitudinal X-X dudit avion. A sa partie arrière, l'avion 1 comporte une dérive verticale de direction 6 solidaire de la structure dudit avion. A l'arrière de cette dérive 6 est articulée, autour d'un axe 7 au moins approximativement vertical, une gouverne de direction 8. De plus, du côté du bord de fuite de ladite gouverne de direction 8 est articulé un compensateur aérodynamique 9, autour d'un axe 10 au moins sensiblement parallèle à l'axe 7. La gouverne 8 est actionnée de façon connue sur ordre du pilote ou du copilote par l'intermédiaire de moyens également connus et non représentés. Le compensateur 9, souvent appelé "tab" en aérodynamique, est commandé à partir du mouvement de la gouverne 8 par l'intermédiaire d'un dispositif selon l'invention, tel que celui représenté en détail sur les figures 8,9 et 10. 1 Lorsque l'avion 1 est propulsé par ses deux moteurs 2 et 3, la gouverne 8 et le compensateur aérodynamique 9 doivent pouvoir prendre, en fonction des conditions de vol, l'une quelconque des positions relatives illustrées par les schémas a à e de la figure 2. De plus, lorsque le moteur gauche 3 étant en panne, l'avion est propulsé par son moteur droit 2, l'ensemble de la dérive 6, de la gouverne de direction 8 et du compensateur aérodynamique 9 doit pouvoir prendre la configuration montrée par le schéma f de la figure 3. Enfin, symétriquement, lorsque le moteur droit 2 est en panne et que seul le moteur gauche 3 fonctionne., cet ensemble doit pouvoir prendre la configu- ration illustrée par le schéma & de la figure 3. Le dispositif de commande du compensateur 9 dérive automatiquement l'orientation de ce dernier de celle donnée par le pilote ou le copilote à la gouverne de direction. Par suite, si l'on appelle R, l'angle entre l'axe longitudinal X-X de l'avion 1 et l'axe longitudinal Y-Y de la gouverne de direction 8, et T, l'angle entre l'axe longitudinal Z-Z du compensateur aérodynamique 9 et l'axe Y-Y de la gouverne 8 (voir la figure 4), on peut définir la dépendance de la variation d'orientation du compensateur 9 par rapport à la variation d'orientation de la gouverne 8, par le rapport: t = T R Ce rapport t est généralement appelé "taux d'automaticité'". Selon l'invention, on a construit le dispositif pour la commande automatique du compensateur 9 de façon que les variations du taux t, en fonction de R, aient, suivant les cas, l'allure de l'une ou l'autre des courbes K,L,M des figures 5,6 et 7. Sur ces figures, on a supposé que,par 1 rapport à sa position neutre (c'est-à-dire la position O en prolongement de la dérive 6), la gouverne 8 pouvait tourner de l'angle maximal RM, d'un cSté et de l'autre, autour de l'axe 7. Lorsque l'avion 1 est propulsé par ses deux moteurs 2 et 3, selon l'invention, le dispositif de commande automatique est tel qu'il permet de communiquer au taux d'automaticité t les variations illustrées par la courbe K de la figure 5: - au voisinage de la position neutre de la gouverne 8, pour laquelle R = 0, le taux d'automaticité prend des valeurs proches d'une valeur tO, correspondant à un minimum partiel, de sorte que le retour de la gouverne à sa position neutre est favorisée; - entre la valeur R = 0 et une valeur voisine de RM, le taux d'automaticité t croît jusqu'à un maximum A ou B, ou il prend la valeur maximale tM. On atteint ainsi un taux d'automaticité suffisant pour permettre d'obtenir le braquage de la gouverne 8 correspondant au dérapage stabilisé au contre du vent de travers au décollage et à l'atterrissage. Cette valeur tM du taux d'automaticité permet d'obtenir les dérapages stabilisés aux basses vitesses avec des efforts aux organes de pilotage conformes à la norme et assure une limitation des dérapages à grande vitesse par saturation d'effort; - entre le maximum A ou B et la valeur RM, le taux d'automaticité t décroît jusqu'à zéro, au braquage maximal de la gouverne 8, ce qui élimine l'inversion des efforts aux organes de pilotage pour de grands braquages de la gouverne 8 avec fort dérapage. 1 La courbe K est symétrique par rapport à l'axe des t Par ailleurs, lorsque l'un des moteurs 2 ou 3 tombe en panne et que l'avion 1 est propulsé par un seul de ses moteurs, le dispositif automatique selon l'invention est apte à modifier la variation du taux t, uniquement du côté du braquage au contre de la panne du moteur considéré, pour le faire crottre jusqu'à une autre valeur maximale t'M pour le braquage maximal RM de la gouverne 8. Il est alors possible d'obtenir le braquage maximal de la gouverne 8 du côté considéré avec des efforts sur les organes de pilotage correspondant à la norme, tout en évitant le risque d'une inversion d'effort en cas d'une action du pilote exercée dans le mauvais sens. Sur la figure 6, la courbe L représente la variation du taux d'automaticité t fournie par le dispositif selon l'invention en cas de panne du moteur gauche 3, tandis que sur la figure 7, on a représenté par la courbe M la variation correspon- dante en cas de panne du moteur droit 2. Sur les figures 8 à 10, on a représenté un exemple de réalisation du dispositif de commande selon l'invention, susceptible de permettre des variations du taux d'automa- ticité semblables à celles des figures 5 à 7. Le point d'ancrage 11 de la commande du compensateur 9 définissant le taux d'automaticité est matérialisé par l'extrémité d'un levier 12. Le levier 12 est articulé en 13 sur la structure fixe de la dérive 6 et s'appuie sur une came 14 qui pivote autour d'un axe 16 également solidaire de la structure fixe de dérive. il 1 1 1 L'appui 15 du levier 12 sur la came 14 est réalisé naturellement par les charges aérodynamiques sur le compensateur 9 et confirmé par un ressort 17. La came 14 est entraînée en rotation par le braquage de la gouverne 8 par l'intermédiaire d'une biellette 18, l'angle de rotation maximal x de la came étant par exemple de l'ordre de 500 pour un braquage maximal RM de la gouverne de + 30 . Une tringle 19 est articulée, d'un côté, en 11 au levier 12 et, de l'autre côté à un levier 20, monté pivotant autour d'un axe 21 solidaire de la gouverne 8. Une biellette 22 assure la liaison entre le levier 20 et le compensateur aérodynamique 9. Le profil de la came 14 en contact avec l'appui 15 du levier 11 est tel que la loi de variation du taux d'automaticité en fonction du braquage de la gouverne présente l'allure représentée sur la figure 5. Par ailleurs, deux rampes mobiles 23 sont articulées sur la came 14 et sont normalement escamotées à l'intérieur de ladite came. L'une ou l'autre de ces rampes peut être amenée à la position saillante par un actionneur électrique, monté sur la came 14, mais non représenté. Lorsque l'appui 15 du levier 12 coopère avec les rampes 23 en position saillante, la loi de variation du taux d'automaticité en fonction du braquage de la gouverne 9 est alors de la forme représentée par l'une ou l'autre des figures 6 ou 7. 1 Sur les figures 8 et 9, on a représenté les positions relatives des différents éléments du dispositif selon l'invention en vol normal pour des braquages de la gouverne 8 égaux à 0 et 15 à droite (positions a et b de la figure 2). Sur la figure 9, une rampe 23 est en position saillante, de sorte que cette figure correspond également au début de l'utilisation de ladite rampe en cas de panne du moteur droit 2. Sur la figure 10, on a représenté en traits forts les positions relatives des différents éléments du dispositif selon l'invention en vol normal pour un braquage de la gouverne 8 égal à 30 à droite (position c de la figure 2), ainsi que, pour un braquage identique, mais en traits fins, les positions des éléments correspondant en cas de vol avec le moteur droit 2 en panne (position f de la figure 3). Dans un exemple de réalisation, dans lequel RM était égal à , le taux d'automaticité avait les valeurs suivantes: tO à 0 0,36 tM à + 150 = 0, 48 t'M à 30: 0,70 Il va de soi que la loi de braquage entre le compensateur 9 et la gouverne 8 est fonction des caractéristiques aérodynamiques de chaque type d'aéronef 1 et que cette loi résulte du profil, éventuellement modifiable, de la came 14. REVENDICATIONS 1 - Dispositif pour la commande automatique d'un compensa- teur aérodynamique (9) articulé à l'arrière d'une surface aérodynamique de commande (8) d'un aéronef, elle-même articulée sur la structure (6) dudit aéronef, comportant une tringle (19) articulée d'un côté sur ledit compensateur aérodynamique (9) et reliée de l'autre côté à la structure (6) de l'aéronef de façon qu'un braquage commandé de ladite surface aérodynamique de commande (8) entraine automatique- ment le braquage dudit compensateur aérodynamique (9) par rapport à ladite surface aérodynamique de commande (8), caractérisé en ce que, du côté opposé au compensateur aérodynamique, ladite tringle (19) est articulée à un levier (12), lui-même articulé sur ladite structure (6) de l'aéronef et en ce que des moyens (14) sont prévus pour déplacer le point d'articulation (11) de la tringle (19) et du levier (12) dans une direction au moins approximativement transversale à ladite surface aérodynamique (8), en liaison avec le braquage commandé de ladite surface aérodynamique. 2 - Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le point d'articulation (11) de la tringle (19) et du levier (12) se trouve au moins approxi- mativement dans le plan transversal passant par l'axe (7) de rotation de la surface aérodynamique de commande (8) sur la structure de l'aéronef, en position excentrée par rapport audit axe. 3 - Dispositif selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que les moyens de déplacement dudit point d'articulation sont constitués par une came (14) qui est articulée sur la structure (6) de l'aéronef, qui est solidaire en rotation de ladite surface aérodynamique de 1 commande (8) et contre laquelle s'appuie ledit levier (12). 4 - Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que le levier 12 est appliqué contre ladite came 14 par les efforts aérodynamiques appliqués à la surface de commande 8. - Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que des moyens élastiques (7) pressent le levier 12-contre ladite came 14. 6 - Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le profil de ladite came (14) est modifiable au moyen de rampes mobiles (23) montées sur ladite came.