Brevet FR2798481A1 — publié le 20010316

L'invention concerne un système d'avertissement de la position d'une pédale pour une pédale de commande de lacet d'hélicoptère, qui avertit le pilote en secouant la pédale lorsqu'elle a parcouru une distance prédéterminée de sa course maximale. Des dispositifs destinés à secouer le levier de commande ou "manche à balai" qui commande un aéronef à voilure fixe sont bien connus et produisent un avertissement non ambigu d'un décrochage imminent. De tels dispositifs sont habituellement montés sur le levier de commande ou "manche à balai" de l'aéronef et produisent une vibration de grande amplitude, basse fréquence, pour signaler au pilote l'imminence d'un décrochage. De tels signaux fournissent au pilote un avertissement sans ambiguïté, qui ne peut pas être confondu avec d'autres avertissements et signaux habituel- lement présents dans un poste de pilotage d'aéronef. Des secoueurs de manche à balai de diverses conceptions sont fabriqués et commercialisés par la firme Safe Flight Instru- ment Corporation, White Plains, New York, Etats-Unis d'Améri- que, qui est la cessionnaire de la présente demande. L'utilisation d'un secoueur de manche à balai sur un aéronef à voilure tournante est également connue, comme cela est mis en évidence par le brevet des Etats-Unis d'Amérique N 4 115 755 de Cotton. Comme décrit dans ce document, une alarme telle que le secouage du levier de commande de pas général d'un hélicoptère, est utilisée en tant qu'indication du fait que l'accélération réelle dépasse l'accélération admissible. Comme décrit dans cette référence, l'enveloppe structurelle de l'hélicoptère, telle que définie par le poids, la vitesse de l'air, la vitesse de rotation du rotor, la densité de l'air et la position du manche de pas général, est utilisée en tant qu'indication de la charge admissible du rotor de l'hélicoptère. Le brevet N 4 115 755 précité indique également l'utilisation d'une mesure brute du poids de l'aéronef, de la densité de l'air, de la vitesse de l'air, du pas général et de la vitesse du rotor de l'aéronef en tant qu'indices d'une consultation de table pour déter- miner l'accélération maximale admissible de l'aéronef dans de telles conditions de vol, laquelle est ensuite comparée à l'accélération réelle de l'aéronef pour déterminer lorsque l'aéronef est manoeuvré au voisinage d'une charge qui dépasse l'enveloppe structurelle. Des commandes pour un hélicoptère à rotor unique comprennent habituellement un manche de commande cyclique dont le mouvement commande le mouvement de l'hélicoptère autour de l'axe de roulis et de l'axe de tangage, un manche de commande de pas général qui commande le mouvement vertical de l'hélicoptère en réglant collectivement les pas des pales du rotor, et des pédales qui commandent l'orientation de l'hélicoptère autour de l'axe de lacet. Habituellement, cette commande de lacet implique un rotor de queue ou rotor d'effet anticouple placé à proximité de la poutre de queue de l'hélicoptère et tournant dans un plan globalement perpen- diculaire au plan de rotation du rotor principal. On provoque un mouvement du fuselage de l'hélicoptère autour de l'axe de lacet en appuyant sur l'une des pédales de gauche et de droite, lequel mouvement règle habituellement le pas du rotor de queue pour augmenter ou diminuer la force sur la poutre de queue qui s'oppose à la force de rotation exercée sur le fuselage de l'hélicoptère par le bloc moteur pendant la rotation des pales du rotor principal. Bien qu'il soit connu d'incorporer un mécanisme de force dans la poutre de queue de l'hélicoptère pour diriger un jet d'air ou d'un autre gaz latéralement à travers l'extrémité de la poutre de queue ou sur l'extérieur de la poutre de queue, éliminant ainsi la nécessité d'un rotor de queue, l'amplitude de cette force latérale est commandée par les pédales de façon à commander l'orientation en lacet du fuselage de l'hélicoptère. Etant donné les capacités de couple toujours croissantes des blocs moteurs des hélicoptères modernes, il peut apparaître des circonstances, en particulier lors d'une ascension rapide de l'hélicoptère, dans lesquelles la force exercée par le rotor de queue, ou par un autre mécanisme de force de commande de lacet, est incapable de s'opposer à la force de rotation contraire exercée sur le fuselage par le bloc moteur de l'aéronef. Ces circonstances sont très évidemment indésirables et peuvent aboutir à ce que le pilote perde la maîtrise de l'hélicoptère. Il apparaît un besoin notable portant sur un système d'avertissement alertant le pilote de l'imminence de la force maximale exercée par le rotor de queue, ou par un autre mécanisme de force, dans un sens s'opposant aux forces de rotation imposées sur le fuselage de l'hélicoptère par le bloc moteur. L'approche de cette force maximale étant signalée, il peut alors être possible au pilote de régler les autres commandes de l'hélicoptère afin d'éviter tout mouve- ment indésiré du fuselage de l'hélicoptère autour de l'axe de lacet sous l'effet d'une force insuffisante du rotor. Un tel système d'avertissement devrait procurer au pilote un avertissement sans ambiguïté ne pouvant pas être confondu avec d'autres signaux d'avertissement de l'aéronef. Il est décrit un système pour avertir le pilote d'un hélicoptère comportant un rotor principal pouvant tourner autour d'un axe de lacet, un fuselage relié au rotor principal et ayant une poutre de queue pourvue d'un mécanisme de force réglable pour s'opposer au couple exercé sur le fuselage par la rotation du rotor principal. Le système avertissant le pilote agit sur des pédales reliées fonction- nellement au mécanisme de force réglable, le mouvement des pédales réglant l'amplitude de la force exercée par le mécanisme de force réglable sur la poutre de queue pour commander l'orientation du fuselage de l'hélicoptère autour de l'axe de lacet. Un dispositif capteur de position capte la position d'au moins l'une des pédales entre ses première et seconde positions, et un indicateur d'avertissement connecté fonctionnellement au dispositif de détection de position fournit au pilote un avertissement lui indiquant que la pédale détectée arrive à une distance prédéterminée de l'une des première et seconde positions. L'indicateur d'avertisse- ment fournit un avertissement tactile au pilote, par exemple une vibration ou un secouage de la pédale respective pour avertir sans ambiguïté le pilote du fait que la pédale a atteint une position prédéterminée proche de sa position de course maximale. Grâce à un tel système d'avertissement, le pilote reçoit une information tactile indiquant que le système de commande de lacet de l'hélicoptère approche de son couple contrarotatif maximal et qu'il/elle doit prendre une action appropriée. L'avertissement tactile peut être procuré par un secoueur qui est associé fonctionnellement à la pédale, soit en étant relié directement à la pédale, soit en étant relié au mécanisme de manoeuvre de la pédale, lequel secoueur est activé lorsque la pédale atteint la position prédéterminée. Ces secousses ou ce secouage de la pédale avertissent sans ambiguïté le pilote. L'invention propose aussi un secoueur de pédale qui produit un niveau plus élevé de secouage ou de vibration lorsque la pédale approche de sa position de course maximale. Cette augmentation peut avoir lieu par pas distincts en fonction de la course de la pédale, ou peut avoir lieu en continu au fur et à mesure que la pédale approche de sa position maximale, la sévérité de la vibration, ou la fréquence de la vibration augmentant avec l'approche de la pédale de sa position de course maximale. L'invention sera décrite plus en détail en regard des dessins annexés à titre d'exemples nullement limitatifs et sur lesquels: la figure 1 est une vue en perspective d'un hélicoptère d'un type connu; la figure 2 est une vue en perspective d'un ensemble à pédale de commande de lacet d'hélicoptère de type connu; la figure 3 est une représentation schématique du système d'avertissement de position de pédale selon l'invention; la figure 4 est une vue en élévation d'un arbre de pédale auquel est relié un dispositif secoueur; la figure 5 est une vue en coupe transversale partielle à échelle agrandie du mécanisme secoueur illustré sur la figure 4; la figure 6 est une vue de face, avec arrachement partiel, illustrant un autre type de secoueur monté sur l'arbre de la pédale; et la figure 7 est une vue en élévation avec coupe partielle d'un autre type de mécanisme secoueur relié à l'arbre de la pédale. Un hélicoptère ayant un rotor principal unique est illustré sur la figure 1 et comporte habituellement un fuselage 10 duquel s'étend une poutre de queue 12. Un moteur (non représenté) qui entraîne le rotor principal 14 dans le sens d'une flèche 16, autour de l'axe de lacet 18, est fixé au fuselage 10. Un rotor de queue 20, ayant au moins une pale et habituellement placé à proximité de l'extrémité éloignée de la poutre de queue 12, est également entraîné en rotation par le moteur et exerce une force sur la poutre de queue 12 et, par conséquent, sur le fuselage 10, laquelle force s'oppose au couple exercé sur ces éléments par le moteur une fois que l'hélicoptère a décollé. La commande de l'hélicoptère autour de l'axe de tangage 22 et de l'axe de roulis 24 est réalisée d'une manière connue par le manche à balai de commande de pas cyclique 26. Le manche à balai de commande de pas général 28 règle ensemble les pas des pales du rotor principal 14 pour commander le mouvement vertical de l'hélicoptère le long de l'axe de lacet 18. Le mouvement du fuselage et du rotor de queue autour de l'axe de lacet 18 est commandé par des pédales 30 ou un palonnier qui font varier, d'une manière connue, le pas des pales du rotor de queue afin de faire varier la force exercée par le rotor de queue 20 sur la poutre de queue 12. Comme illustré plus en détail sur la figure 2, chacune des pédales 30 du palonnier comporte une barre 32 de pédale reliée de façon pivotante à la structure du fuselage par une extrémité et une barre repose-pieds 34 sur laquelle les pieds du pilote exercent des forces pour déplacer le palonnier 30. Les pédales du palonnier peuvent être reliées à un mécanisme, tel qu'un renvoi 36, pour transmettre les mouvements des pédales 30 à un système de commande connu afin de régler le pas des pales du rotor de queue 20. Avec la puissance toujours plus grande produite par les blocs moteurs des aéronefs modernes, il est possible, dans des conditions de vol extrêmes, que le couple exercé sur le fuselage et la poutre de queue de l'hélicoptère par le moteur dépasse la force agissant contre elle et exercée sur la poutre de queue par le rotor de queue 20 même lorsque ce rotor de queue 20 est au pas maximal. Dans ce cas, il n'est pas possible au pilote de maîtriser convenablement l'orienta- tion de l'hélicoptère autour de l'axe de lacet 18 même en appuyant sur la pédale appropriée jusqu'à sa position de course maximale. Il est possible que le pilote ne se rende pas compte de ces conditions avant que la pédale atteigne sa course maximale, la perte de maîtrise ayant alors déjà eu lieu. Il apparaît donc de façon évidente qu'il existe un besoin portant sur un système avertissant sans ambiguité le pilote que la pédale de l'hélicoptère approche de sa position de course maximale pour permettre au pilote d'entreprendre l'action de correction avant d'être confronté à la situation dans laquelle le rotor de queue ne peut pas commander l'orientation de l'hélicoptère autour de l'axe de lacet. Bien que l'invention soit décrite en association avec un hélicoptère ayant un rotor de queue, on doit comprendre que les principes expliqués ici peuvent être également appliqués à des hélicoptères qui dirigent un écoulement de gaz vers l'extérieur à travers la poutre de queue, ou qui commandent l'écoulement de l'air à travers la poutre de queue pour produire une commande de lacet. Comme illustré schématiquement sur la figure 3, l'invention comprend un capteur 36 de position de pédale destiné à capter la position de la pédale 30 entre sa position totalement relâchée et sa position totalement enfoncée. Ce capteur de position de pédale peut être de tout type connu tel que, lorsque la pédale 30 arrive à une distance prédéterminée de sa position de course maximale, à une distance de la position de la course maximale égale à environ 25 % de la course totale, le capteur de position de la pédale génère un signal pour un système d'avertissement 38 qui comprend un secoueur 40 de pédale. Lorsqu'il est activé, le secoueur 40 de pédale fait vibrer la pédale pour fournir au pilote une indication sans ambiguïté lui faisant savoir que la pédale approche de sa position de course maximale et que le pilote doit entreprendre une action de correction pour assurer le maintien de la maîtrise du lacet sur l'héli- coptère. Le système d'avertissement 38 peut comprendre d'autres formes d'avertissement tactiles pour le pilote, des avertissements visuels ou des avertissements sonores au lieu du secoueur 40 ou en association avec celui-ci. Il suffit que le système d'avertissement soit associé à l'une des pédales de l'hélicoptère, cette pédale étant celle qui augmente la force agissant en sens contraire, exercée sur le fuselage de l'hélicoptère contre le couple exercé sur l'hélicoptère par le bloc moteur. Le point prédéterminé auquel le secoueur est actionné peut également varier selon chaque application particulière. Cependant, le pilote doit être suffisamment averti pour pouvoir entre- prendre une action de correction avant que la pédale atteigne sa position de course maximale. Il est envisagé que le secoueur 40 puisse produire une fréquence constante ou une amplitude de vibra- tion constante une fois qu'il a été actionné, ou bien que la fréquence et/ou l'amplitude de la vibration puissent augmenter au fur et à mesure que la pédale approche de sa position de course maximale. L'acccroissement peut être continu ou bien peut être par pas distincts, atteignant un maximum au point de la course maximale de la pédale. Bien que le secoueur 40 ait été décrit comme étant relié directement à la barre 32 de la pédale, on doit comprendre que le secoueur peut également être relié fonc- tionnellement à d'autres parties du mécanisme de commande de pas du rotor de queue pourvu que la vibration émise par le secoueur soit communiquée à la pédale appropriée. La figure 4 représente un premier type de secoueur 42 relié directement à la barre 32 de la pédale. Dans cette installation par- ticulière, le secoueur 42 est relié à une lame de ressort 44 qui est ellemême reliée par une extrémité, dans ce cas particulier l'extrémité inférieure, à un collier 46 qui est serré directement sur la barre 32 de la pédale. La partie supérieure du secoueur 42 est repré- sentée plus en détail sur la figure 5. Comme on peut le voir, une masse 48 est montée de façon décentrée sur un arbre 50 qui est supporté de façon à pouvoir tourner dans des côtés opposés 52 et 54 d'un boîtier. L'arbre 50 est mis en rotation par un train d'engrenage 56 qu'un moteur électrique 58 fait lui-même tourner. Comme on peut le voir, une rotation de l'arbre du moteur électrique 58 provoque une rotation de la masse décentrée 48 autour de l'axe de l'arbre 50 afin de faire vibrer le secoueur 42. La vibration est communiquée à la barre 32 de la pédale par un mouvement du secoueur 42 et de la lame de ressort 44 afin d'avertir sans ambiguïté le pilote de l'hélicoptère. On connaît également des secoueurs qui sont montés concentriquement autour de la barre devant être mise en vibration. Cette configuration est illustrée sur la figure 6 o on peut voir qu'un secoueur 60 est monté concentri- quement sur une barre 32 de pédale. Le secoueur 60 est relié à des extrémités supérieures de lames de ressorts 62a et 62b dont les extrémités inférieures sont serrées directement sur la barre 32 de pédale par une bride 64. Un moteur 66 entraîne une masse annulaire décentrée 68 à l'intérieur du boîtier du secoueur 60 pour faire vibrer le boîtier, laquelle vibration est transmise directement à la barre 32 de la pédale par un mouvement du boîtier et des lames de ressorts 62a et 62b. La figure 7 illustre un secoueur du type à mouvement alternatif relié à la barre 32 de pédale. Le secoueur 68 à mouvement alternatif comporte des plaques extrêmes 70 et 72 formées sur une équerre qui est fixée à la barre 32 de la pédale. Un plongueur 74 à mouvement alternatif est placé entre les plaques extrêmes 70 et 72, le plongeur 74 ayant des percuteurs 76 et 78 qui font saillie de ses extrémités opposées. Au moins une partie du plongueur 74 est entourée par une bobine qui comprend un enroulement 80 et un circuit magnétique 82. Un ressort 84 de la bobine porte contre une extrémité de la bobine et contre une plaque 88 fixée au plongueur 74 afin de rappeler le plongeur dans un sens tel que l'un des percuteurs 76 ou 78 entre en contact avec une plaque extrême respective 70, 72. Comme on peut le voir, lorsuqe la bobine est excitée et désexcitée, le plongeur 74 va et vient le long de son axe longitudinal afin que, alternativement, le percuteur 76 heurte la plaque extrême 70 et que le percuteur 78 heurte sa plaque extrême associée 72 pour faire vibrer la barre 32 de la pédale. Dans chacun des secoueurs précités, le système d'avertissement soit commande le moteur électrique qui fait tourner la masse excentrique, soit commande l'excitation et la désexcitation de la bobine pour faire exécuter un mouvement alternatif au plongeur. Il va de soi que de nombreuses modifications peuvent être apportées au système d'indication d'effet anticouple décrit et représenté sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Système d'indication d'effet anticouple pour un hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comporte un fuselage (10) d'hélicoptère sur lequel le rotor principal (14) est monté de façon à pouvoir tourner d'une manière telle qu'une rotation du rotor principal exerce sur le fuselage un couple le faisant tourner autour d'un axe de lacet (18) dans un premier sens; un mécanisme d'effet anticouple pouvant être commandé, agissant sur le fuselage et exerçant sur celui-ci un couple antagoniste tendant à faire tourner le fuselage autour de l'axe de lacet dans un second sens opposé au premier sens; au moins une pédale (30) montée sur le fuselage et reliée au mécanisme d'effet anticouple pouvant être commandé, et mobile entre une position initiale et une position d'effet anticouple maximal dans laquelle un effet d'anticouple maximal est exercé sur le fuselage par le mécanisme d'effet anticouple pouvant être commandé; un dispositif (36) de détection de position détectant la position de ladite pédale entre les positions initiale et d'effet anticouple maximal, le dispositif de détection de position générant un signal lorsque la pédale arrive à une distance prédéterminée de la position d'effet anticouple maximal; et un système d'avertissement (38) relié au dispositif de détection de position et comprenant un indicateur d'avertissement tactile agissant sur la, au moins une, pédale, le signal provenant du dispositif de détection de position actionnant le système d'avertissement comprenant un indicateur d'avertissement tactile pour fournir au pilote de l'hélicoptère une indication tactile de la position de la pédale par rapport à la position d'effet anticouple maximal. 2. Système d'indication d'effet anticouple selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'indicateur d'avertissement tactile comprend un mécanisme secoueur (40) relié fonctionnellement à la, au moins une, pédale pour produire une vibration dans celle-ci lorsqu'elle arrive à la distance prédéterminée de la position d'effet anticouple maximal. 3. Système d'indication d'effet anticouple selon la revendication 2, caractérisé en ce que le mécanisme secoueur est monté sur la pédale. 4. Système d'indication anticouple selon la revendication 2, caractérisé en ce que le mécanisme secoueur comprend une masse (48) montée de façon excentrée et mise en rotation par un moteur électrique (58) autour d'un axe de façon que la rotation inertielle de la masse produise la vibration de la pédale. 5. Système d'indication d'effet anticouple selon la revendication 2, caractérisé en ce que le mécanisme secoueur comporte un plongeur (74) à mouvement alternatif, une bobine électromagnétique (80) agissant sur le plongeur de façon à lui faire exécuter un mouvement alternatif, et des plaques extrêmes (70, 72) avec lesquelles des extrémités opposées du plongeur entrent en contact lors du mouvement alternatif du plongeur. 6. Système d'indication d'effet anticouple selon la revendication 1, caractérisé en ce que le mécanisme d'effet anticouple pouvant être commandé comporte une poutre de queue (12) s'étendant depuis le fuselage et ayant une partie extrême éloignée, et un rotor de queue (20) monté de façon à pouvoir tourner sur la partie extrême de la poutre de queue et ayant au moins une pale de rotor de queue à pas variable de manière qu'un mouvement de la, au moins une, pédale fasse varier le pas de la, au moins une, pale du rotor de queue pour régler l'amplitude de l'effet anticouple exercé sur le fuselage. 7. Système d'indication d'effet anticouple selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'indicateur d'avertissement tactile comprend un mécanisme secoueur (40) produisant une vibration dans la pédale lorsque le système d'avertissement est actionné. 8. Système d'indication d'effet anticouple selon la revendication 7, caractérisé en ce que le mécanisme secoueur est monté sur la pédale. 9. Système d'indication d'effet anticouple selon la revendication 7, caractérisé en ce que le mécanisme secoueur fait vibrer la pédale à une fréquence constante. 10. Système d'indication d'effet anticouple selon la revendication 7, caractérisé en ce que le mécanisme secoueur fait vibrer la pédale à une amplitude constante. 11. Système d'indication d'effet anticouple selon la revendication 7, caractérisé en ce que le mécanisme secoueur fait vibrer la pédale à une fréquence qui augmente en même temps que la pédale approche de la position d'effet anticouple maximal. 12. Système d'indication d'effet anticouple selon la revendication 7, caractérisé en ce que le mécanisme secoueur fait vibrer la pédale avec une amplitude qui augmente en même temps que la pédale approche de la position d'effet anticouple maximal.