Brevet FR2755945A1 — publié le 19980522

La présente invention concerne un indicateur de pilotage pour aéronef. Un tel indicateur est plus spécifiquement adapté à un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère. Le pilotage d'un hélicoptère s'effectue grâce à la surveillance de nombreux instruments sur le tableau de bord, instruments qui sont pour la plupart représentatifs du fonctionnement de l'ensemble moteur et de l'aéronef. Pour des raisons physiques, il existe de nombreuses limitations que le pilote doit prendre en compte à chaque instant du vol. Ces différentes limitations dépendent généralement de la phase de vol et des conditions extérieures. La plupart des hélicoptères construits actuellement sont équipés d'un ou deux turbomoteurs, généralement à turbine libre. La puissance est alors prélevée sur un étage basse pression de la turbine, lequel étage est mécaniquement indépendant de l'ensemble du compresseur et de l'étage haute pression de la turbine. Un turbomoteur tournant entre 30000 et 50000 tours par minute, une boîte de réduction spéciale est nécessaire pour la liaison au(x) rotor(s) : la boîte de transmission principale. Les limitations thermiques tant du moteur que de la boîte de transmission principale permettent de définir trois régimes d'utilisation du moteur - le régime de décollage ne correspondant pas, en général, à une limite du moteur, mais à la puissance maximale que la boîte de transmission peut absorber sans subir une quel conque détérioration, compte tenu de ses possibilités intrinsèques de refroidissement : on parle alors de puissance maximale au décollage (PMD). (I1 est à noter que pour certains appareils le régime de décollage correspond à une limite moteur dès lors qu'il est utilisé pendant une certaine durée), - le régime maximal continu pendant lequel, à aucun moment, ne sont dépassées les possibilités de la boîte de trans mission, ni celles résultant de l'échauffement maximal admissible devant les aubages à haute pression du premier étage de la turbine : c'est la puissance maximale en continu (PMC), - le régime maximal en transitoire, défini par la butée de régulation : on parle alors de puissance maximale en transitoire (PMT). Le motoriste établit, par calculs ou par essais, les courbes de puissance disponible d'un turbomoteur en fonction de l'altitude et de la température, et cela pour chacun des trois régimes définis ci-dessus. Les limitations indiquées sont généralement surveillées par l'intermédiaire de trois paramètres : le régime du générateur de gaz (Ng), le couple moteur (Cm) et la température d'éjection des gaz à l'entrée de turbine libre (T4). On connaît déjà, par la demande de brevet français nO 96 07040 déposée le 7 juin 1996, un indicateur de pilotage pour aéronef, destiné à fournir la marge de puissance disponible sur au moins un moteur de l'aéronef en fonction des conditions de vol, comprenant - des capteurs aptes à délivrer des informations relatives à différents paramètres de surveillance du moteur, - des moyens de traitement des informations issues desdits capteurs, et - des moyens d'affichage présentant, sur un écran de vi sualisation, les informations traitées relatives au paramètre, parmi lesdits paramètres de surveillance du moteur, dont la valeur actuelle est la plus proche de la valeur limite pour ledit paramètre. La présente invention constitue un perfectionnement de cet indicateur. A cet effet, l'indicateur de pilotage, du type décrit ci-dessus, est remarquable, selon l'invention, par des moyens pour tester la cohérence analytique entre au moins un desdits paramètres et au moins un autre desdits paramètres. En tenant compte, notamment, du fait que de tels tests de cohérence sont effectués, selon une autre caractéristique de l'invention, en phase de vol stabilisée, la sécurité de pilotage est ainsi augmentée. Par exemple dans le cas d'une mission d'hélicoptère, comprenant, à titre d'illustration, 80% du temps en vol de transport stabilisé et 20% en phase d'évolution (vol tactique près du sol entre autres), et dont la sécurité assurée pendant 80% du temps implique un taux de sécurité de 10-7/heure, la surveillance analytique (test de cohérence analytique) peut permettre d'augmenter le taux de sécurité d'un facteur 10, soit 10 7/10 = 10 8/heure. En particulier, pour un indicateur de pilotage destiné à un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère, comportant au moins un turbomoteur d'entraînement d'au moins un rotor, dont lesdits paramètres de surveillance du moteur sont - le régime du générateur de gaz (Ng), - la température d'éjection des gaz à l'entrée de turbine libre (T4), et - le couple moteur (Cm), lesdits moyens pour tester la cohérence analytique effectuent un test de cohérence de la température d'éjection des gaz (T4) et du couple moteur (Cm) vis-à-vis du régime du générateur de gaz (Ng), respectivement. Par ailleurs, le test global de cohérence analytique est valide si le test de cohérence T4/Ng et/ou le test de cohérence Cm/Ng est (sont) valide(s). En outre, lesdits tests de cohérence peuvent être effectués en phase de vol stabilisée. L'intérêt de cela est de ne modéliser le moteur qu'en mode stabilisé, d'où un gain en mémoires, des capacités de traitement améliorées et des facilités de mise au point. De plus, lesdits tests de cohérence sont effectués, de préférence, en tenant compte de la pression (PO) et de la température (TO) ambiantes, et/ou de tout prélèvement de puissance au niveau du moteur de l'aéronef. L'intérêt de ce dernier point est de resserrer les seuils de surveillance jusqu'à des valeurs qui permettent de garantir que le moteur ne sera pas endommagé par tout écart restant dans le domaine si la détection d'incohérence ne réagit pas. La figure unique du dessin annexé, qui est un schéma synoptique de l'indicateur de pilotage selon l'invention, fera bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. L'indicateur de pilotage pour aéronef selon l'invention est destiné à fournir (afficher) la marge de puissance disponible sur au moins un moteur de l'aéronef en fonction des conditions de vol. Bien qu'il soit utilisable pour d'autres types d'aéronef, la description suivante se rapportera à l'exemple spécifique d'un aéronef à voilure tournante (hélicoptère) comportant au moins un turbomoteur d'entraînement d'au moins un rotor, avec les paramètres particuliers de surveillance du moteur liés à cet exemple (un moteur et un rotor). Dans le cas décrit ici, on prendra en compte les paramètres suivants - Ng vitesse de rotation ou régime du générateur de gaz, - T4 température d'éjection des gaz à l'entrée de turbine libre, - Cm couple moteur. Il est bien entendu, par ailleurs, que, dans le cas d'un hélicoptère ayant plusieurs moteurs, un tel indicateur peut être utilisé pour chacun desdits moteurs. Comme on le voit sur la figure unique, l'indicateur 1 selon l'invention comprend différents capteurs 2, 3, 4 relatifs aux différents paramètres cités ci-dessus, respectivement, et aptes à délivrer les informations correspondant à ces différents paramètres à un calculateur 5 traitant lesdites informations. Des moyens d'affichage 6 présentent, sur un écran de visualisation 7, les informations traitées relatives au paramètre, dit "paramètre limitant", parmi lesdits paramètres de surveillance du moteur, dont la valeur actuelle est la plus proche de la valeur limite pour ledit paramètre. Pour cette raison, on désignera également ciaprès l'indicateur 1 par l'expression "instrument de première limitation", en abrégé "IPL". Comme cela est décrit en détail dans la demande de brevet français nO 96 07040, l'affichage peut présenter différents modes selon les phases ou conditions de vol, ou le souhait du pilote. Dans le cas "normal", l'affichage, comme montré sur la figure, se fera sous la forme d'un cadran à aiguille unique, représentatif de la valeur actuelle du paramètre limitant. La détermination du paramètre limitant est décrite en détail dans la demande de brevet français précitée, à laquelle on fera référence. En regard de la figure de la présente demande, on rappellera simplement que, tenant compte des paramètres PO [altitude (pression en millibars)] et TO (température extérieure de l'air en OK) fournis par les moyens capteurs 8, et, bien entendu, des paramètres Ng, Cm et T4, les premiers moyens de calcul 9 permettent de calculer les limitations correspondantes Nglim, Cmlim et T4îim dont les valeurs respectives sont linéarisées dans les deuxièmes moyens de calcul 10a, 10b et 10c, cette linéarisation étant associée à une mise à l'échelle des paramètres dans le domaine défini par les valeurs limites correspondant aux puissances maximales (continu, décollage, transitoire). Puis, les troisièmes moyens de calcul 11 fournissent l'identification du paramètre limitant, dont la valeur est convertie en % de couple. Selon l'invention, il est par ailleurs prévu des moyens 12 pour tester la cohérence analytique de la température d'éjection des gaz (T4) et du couple moteur (Cm) vis-à-vis du régime du générateur de gaz (Ng), respectivement. A cet effet, les moyens 12 reçoivent comme entrées T4, Cm et Ng, ainsi que PO, TO ; les différents calculs sont effectués dans les moyens de test 12, soit T4 = FTo po(Ng) et Cm = GTO,PO(Ng), comme on le verra en détail par la suite, et un signal de validité (ou non) est fourni par la liaison 13 aux moyens d'affichage 6. On notera déjà que le test global de cohérence analytique est valide si le test de cohérence T4/Ng et le test de cohérence Cm/Ng sont valides. En d'autres termes, la valeur de test T4/Ng et la valeur de test Cm/Ng doivent être comprises, respectivement, entre des valeurs minimale et maximale déterminées, comme on le verra plus en détail par la suite. Par ailleurs, les tests de cohérence sont effectués en tenant compte de la pression (PO) et de la température (TO) ambiantes et de tout prélèvement de puissance au niveau du moteur de l'aéronef. La fonction de test de cohérence analytique des paramètres Ng, T4 et Cm détermine les variations qui lient les paramètres Ng, T4, Cm, PO, TO, en phase statique. On en déduit un domaine de fonctionnement cohérent entre des limites inférieures et supérieures. Si un des paramètres sort de ce domaine, une variable booléenne de cohérence est activée. On notera que les tests de cohérence ne sont effectués que dans le cas où les paramètres sont stabilisés, sinon on conserve le résultat de la dernière phase de vol stable rencontrée. Pour cela, un algorithme adapté identifie la phase de vol pour ne lancer le test de cohérence que dans des conditions stabilisées. Les variables utilisées sont les suivantes - entrées . Ng vitesse de rotation ou régime du générateur de gaz en % (soit Ng exprimé en tours par minute/Ng 100%) . T4 température d'éjection des gaz à l'entrée de turbine libre en OK (soit température des gaz en OC + 273) . Cm couple moteur en % (soit couple exprimé en mda N/couple 100%) PO altitude (pression en millibars) TO température extérieure de l'air en OK (soit tempéra ture extérieure de l'air en OC + 273) Réserve 1, variable booléenne en réserve . Réserve 2, variable booléenne en réserve . Réserve 3, variable booléenne en réserve . Réserve (vi), vitesse indiquée . Ntl, vitesse turbine libre en tours par minute, équiva lent du régime du rotor Perte d'avionnage T4, pertes d'avionnage sur T4 Perte d'avionnage Cm, pertes d'avionnage sur Cm Prélèvement de P2, valeur équivalente du diamètre de l'orifice de prélèvement de P2 en mm . U,I, tension et intensité correspondant au prélèvement de puissance sur le générateur de gaz - variables intermédiaires . Prélèvement de PH, prélèvement de puissance sur le générateur de gaz en kW . Activité de prélèvement, variable booléenne d'activité des prélèvements (P2 ou puissance) ("actif", "inactif") . Test de cohérence T4/Ng, variable booléenne ("oui", "non") Test de cohérence Ng/Cm, variable booléenne ("oui", "non") Domaine du test, variable booléenne ("oui", "non") - sortie Cohérence, variable booléenne de surveillance des capteurs ("oui", "non"). Dans tout ce qui suit, on note par ailleurs - variable(n), la variable du cycle en cours variable(n-l) la variable du cycle précédent. Ainsi, Ng(n) est la valeur de Ng du cycle en cours (Ng = Ng) et Ng 1) est la valeur de Ng au cycle précédent. De plus, 8T est la période d'échantillonnage, ti est la constante de temps du filtre i. L'algorithme correspondant s'exprime alors de la façon suivante, correspondant à la numérisation d'un filtre du premier ordre dérivateur du type Zp/(l+Zp) : - calcul du domaine de test Cmf(n) = e-#T/#3 x Cmf + (l-e ) x Cm(n) Cmw = Cm(n) - Cmf(n) (Ng, T4 et Cm filtrés par les filtres respectifs 1,2,3) si Cm.k8 (Prélèvement de P2) ne change pas d'état alors la phase est stabilisée, et le domaine de test est "oui" sinon la phase est non stabilisée, et le domaine de test est "non" - tests de cohérence si le domaine de test est "oui" pendant t secondes alors Prélèvement de PH = calcul.klxUxI test de la cohérence entre Ng et T4 si Prélèvement de P2 alors activité Prélèvement de P2 = "inactif" XP2 = calcul.k0 DP2 = calcul.k0 sinon activité Prélèvement de P2 = "actif" XP2 = calcul.k3 DP2 = valeur interpolée pour 4 valeurs discrètes de Prélèvement de P2 si Prélèvement de PH alors activité Prélèvement de PH = "inactif" XPH = calcul.k0 DPH = calcul.k0 sinon activité Prélèvement de PH = "actif" XPH = calcul.k5 DPH = valeur interpolée pour 5 valeurs discrètes de Prélèvement de PH . Activité de Prélèvement = activité de Prélèvement de PH ou activité de Prélèvement de P2 T4C = valeur interpolée, fonction de Ng et TO, XT4 = calcul.k6 T4 calcul = T4C + (XT4+XP2+XPH) x (PO/POO) 1/5,255 + DP2 + DPH + perte avionnage T4 Valeur test T4/Ng = 100 x (T4-T4calcul) / calcul.k7 si Activité de prélèvement = "actif" alors valeur test T4/Ng mini = calcul.k8 valeur test T4/Ng maxi = calcul.k9 sinon valeur test T4/Ng mini = calcul.kl0 valeur test T4/Ng maxi = calcul.kll si valeur test T4/Ng mini valeur test T4/Ng maxi alors test de cohérence T4/Ng = "oui" sinon test de cohérence T4/Ng = "non" test de la cohérence entre Ng et Cm PWS = valeur interpolée dans un tableau PWS DPW = valeur interpolée dans un tableau DPW XX = valeur interpolée dans un tableau XX Wcalcul = [PWS + DPW x (Ntl - calcul.kl2) / calcul.kl2] x (PO x POO) (1+XX/1000) + perte avionnage Cm Cm calcul = calcul.kl3 x Wcalcul/Ntl Valeur test Cm/Ng = 100 x (Cm-Cm calcul) / calcul.kl4 si Activité de prélèvement = "actif" alors valeur test Cm/Ng mini = calcul.kl5 valeur test Cm/Ng maxi = calcul.kl6 sinon valeur test Cm/Ng mini = calcul.kl7 valeur test Cm/Ng maxi = calcul.kl8 si valeur test Cm/Ng mini valeur test Cm/Ng maxi alors test de cohérence Cm/Ng = "oui" sinon test de cohérence Cm/Ng = "non" Par ailleurs, si le domaine de test est "non", les tests de cohérence T4/Ng et Cm/Ng conservent les valeurs respectives des tests de la dernière phase stable précédente. calcul de la validité IPL cohérence IPL = NON [(test de cohérence T4/Ng = faux ET test de cohérence Cm/Ng = faux) pendant Ts] En d'autres termes, la cohérence IPL est vérifiée si le test de cohérence T4/Ng et/ou le test de cohérence Cm/Ng est (sont) vrai(s). On notera que toutes les notations munies de l'indice ki représentent des constantes spécifiques pour un exemple d'aéronef donné. Par ailleurs, pour ce qui précède, on doit tenir compte des définitions suivantes - T4C = valeur théorique de T4, hors prélèvements (fonction de TO et Ng), - DP2 et XP2 = contributions du prélèvement P2 (pression d'air P2) à l'augmentation de T4 par rapport au T4 théori que, - DPH et XPH = contributions du prélèvement de puissance à l'augmentation de T4 par rapport au T4 théorique, - DPH et DP2 sont des coefficients tabulés, fonctions de Ng et TO, induisant une correction proportionnelle à la pression atmosphérique, - XPH et XP2 sont des coefficients tabulés, fonctions de Ng et TO, induisant une correction additionnelle, - W calcul = valeur de la puissance théorique disponible nominale, - PWS = correction additive en fonction des valeurs actuel les de Ng et TO, - DPW = coefficient proportionnel de correction de la puissance nominale, fonction de l'écart de NTL (régime de rotation turbine libre) par rapport à sa valeur nominale, - XX = coefficient de correction exponentielle par rapport à la pression statique actuelle. REVENDICATIONS 1. Indicateur de pilotage pour aéronef, destiné à fournir la marge de puissance disponible sur au moins un moteur de l'aéronef en fonction des conditions de vol, du type comprenant - des capteurs (2, 3, 4) aptes à délivrer des informations relatives à différents paramètres de surveillance du moteur, - des moyens de traitement (5) des informations issues desdits capteurs (2, 3, 4), et - des moyens d'affichage (6) présentant, sur un écran de visualisation (7), les informations traitées relatives au paramètre, parmi lesdits paramètres de surveillance du moteur, dont la valeur actuelle est la plus proche de la valeur limite pour ledit paramètre, caractérisé par des moyens (12) pour tester la cohérence analytique entre au moins un desdits paramètres et au moins un autre desdits paramètres. 2. Indicateur de pilotage selon la revendication 1, destiné à un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère, comportant au moins un turbomoteur d'entraînement d'au moins un rotor, dont lesdits paramètres de surveillance du moteur sont - le régime du générateur de gaz (Ng), - la température d'éjection des gaz à l'entrée de turbine libre (T4), et - le couple moteur (Cm), caractérisé en ce que lesdits moyens (12) pour tester la cohérence analytique effectuent un test de cohérence de la température d'éjection des gaz (T4) et du couple moteur (Cm) vis-à-vis du régime du générateur de gaz (Ng), respectivement. 3. Indicateur de pilotage selon la revendication 2, caractérisé en ce que le test global de cohérence analytique est valide si le test de cohérence T4/Ng et/ou le test de cohérence Cm/Ng est (sont) valide(s). 4. Indicateur de pilotage selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdits tests de cohérence sont effectués en phase de vol stabilisée. 5. Indicateur de pilotage selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdits tests de cohérence sont effectués en tenant compte de la pression (PO) et de la température (TO) ambiantes. 6. Indicateur de pilotage selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que lesdits tests de cohérence sont effectués en tenant compte de tout prélèvement de puissance au niveau du moteur de l'aéronef.