Brevet FR2862044A1 — publié le 20050513

L'invention concerne un procédé pour minimiser la résistance d'un avion en vol, en particulier d'un avion de ligne ou de transport, le procédé comprenant les étapes suivantes: mesure d'au moins une valeur réelle sur l'avion en vol, comparaison de la valeur réelle à une valeur de consigne et braquage de surfaces de commande de l'avion en fonction d'une différence entre la valeur réelle et la valeur de consigne. La résistance aérodynamique d'un avion se compose d'une composante dépendant de la force de sustentation aérodynamique (résistance induite) et d'une composante indépendante de la force de io sustentation (résistance de profil et de friction). Lors de l'étude d'un avion de transport, on détermine le tracé des ailes portantes et le gauchissement de manière à obtenir une distribution de la sustentation le long des surfaces portantes des ailes portantes, pour laquelle la résistance induite est minime. Etant donné que les ailes portantes d'un avion de transport ne sont pas rigides dans une mesure idéale, mais sont soumises à des déformations élastiques, la distribution du gauchissement se modifie en vol libre, de sorte qu'une géométrie optimale sur le plan de la résistance n'est plus garantie. Afin que pendant le fonctionnement d'un avion, la distribution du gauchissement ne soit pas trop éloignée de l'optimum, on détermine par le calcul la déformation ou gauchissement élastique pour un état de fonctionnement sélectionné (chargement, altitude de vol et vitesse). Au stade de la construction de l'avion, les ailes portantes sont pré-tordues dans le sens inverse, exactement de cette torsion. Pendant le vol il s'établit donc une torsion qui correspond au projet pour une distribution minime de la résistance. Ceci ne s'applique toutefois qu'à l'état de fonctionnement pris pour base du dimensionnement. La forme recherchée lors de la construction est désignée par "Jig-Shape", la géométrie qui s'établit pendant le vol est désignée par "Flight-Shape". La masse totale et sa distribution des avions de transport ou de tourisme varient pendant une mission du fait de la consommation de carburant qui est disposé pour une grande part dans les ailes portantes. La variation de la distribution de la charge, agissant sur un avion, constituée des forces de sustentation et des forces de masse, entraîne une variation de la déformation élastique et donc de la géométrie de l'avion. La prise en compte de la déformation élastique dans le Jig-Shape n'intervient que pour un point de fonctionnement sélectionné auquel l'avion se trouve pendant un temps limité seulement au cours d'une mission. En dehors de ce point de dimensionnement, l'avion ne vole plus avec une distribution du gauchissement qui assure une résistance induite minime. io Par actionnement contrôlé des surfaces de commande se trouvant sur une aile portante, on peut influencer la distribution de la sustentation sur l'aile portante dans la direction de l'envergure. La présente invention concerne donc un procédé pour régler la distribution de la sustentation en fonction de l'état de fonctionnement de manière à is obtenir une minimisation de la résistance induite. Par le document US 4,899,284 on connaît un procédé du type décrit précédemment dans lequel le bombement des ailes portantes est adapté à l'état de vol considéré, afin de minimiser la résistance d'un avion en vol. Comme grandeur d'entrée pour ce procédé on enregistre l'état de vol avec des capteurs sur l'avion. On calcule à partir de celle-ci un coefficient de sustentation. A l'aide du coefficient de sustentation on lit sur un tableau les réglages optimaux des surfaces de commande sur l'aile portante. Suivant ces valeurs de consigne, on règle alors les surfaces de commande. Par le document US 5,908,176, on connaît un procédé avec lequel, pour minimiser la résistance d'un avion en vol, on enregistre directement la résistance elle-même ou les variations de la résistance à la suite de réglages de surfaces de commande. A proximité du minimum de la résistance, les réductions qui peuvent être obtenues de la résistance présentent certes encore une importance économique, mais elles sont d'un ordre de quelques pour cent et en partie inférieures à 1,0 % de la résistance totale. Sous cette condition préalable, une minimisation de la résistance qui utilise des variations de la résistance comme grandeur d'entrée, est en fait peu réaliste. Dans Schwochow. J: Untersuchung der elastischen Verformung eines Segelflugzeuges grosser Streckung unter stationâren Luftkràften" (DE: DLR-IB 232-97 J.02), est décrit un procédé dans lequel la déformation élastique d'ailes portantes d'un avion, en particulier leur torsion autour de l'axe de l'envergure, est mesurée au moyen d'inclinomètres. Un inclinomètre est disposé ici sur le fuselage de l'avion, au moins un inclinomètre supplémentaire se trouve à une io certaine distance du fuselage, sur l'aile portante. L'indication des inclinomètres est d'abord enregistrée comme valeur de référence alors que l'avion est au sol. L'indication observée pendant le vol des inclinomètres sur l'aile portante se compose de l'inclinaison qui résulte de l'état de l'avion (chargement, vitesse et altitude) et d'une inclinaison supplémentaire qui résulte du gauchissement élastique de l'aile portante. A partir de la différence entre les indications en vol et les indications au sol, on élimine des écarts (offsets) qui sont dus au montage des inclinomètres. La différence entre les indications épurées des offsets de l'inclinomètre côté aile et de l'inclinomètre côté fuselage, constitue alors un critère du gauchissement élastique de l'aile portante dans l'avion pour une position d'envergure déterminée. Avec l'utilisation de plusieurs inclinomètres sur chaque aile portante, on peut résoudre plus précisément le gauchissement de l'aile portante. Un autre procédé pour déterminer la déformation d'ailes portantes d'un avion en vol est connu par l'appellation de "photogrammétrie". On observe ici avec une caméra des marquages sur les ailes portante de l'avion depuis le fuselage, ou depuis un avion d'accompagnement, d'abord avant le départ puis en vol libre. A partir de la différence de la position des marquages sur les reproductions optiques, on peut tirer des conclusions sur la déformation élastique des ailes portantes, à l'aide de relations géométriques. En particulier, le gauchissement élastique essentiel à la distribution de la sustentation peut être déterminé à partir de la différence des déplacements verticaux des marquages sur le bord avant et le bord arrière de l'aile. L'enregistrement précis de la déformation des ailes portantes au moyen de ce procédé est complexe et ne convient pas à l'intégration dans un circuit de régulation pour agir sur le gauchissement élastique au moyen de surfaces de commande. L'invention a pour but d'indiquer un procédé pour minimiser la résistance d'un avion en vol, en particulier d'un avion de transport de passagers ou de marchandises, avec un fuselage et deux ailes io portantes, le procédé comprenant les étapes suivantes: mesure d'au moins une valeur réelle sur l'avion en vol, comparaison de la valeur réelle à une valeur de consigne et braquage de surfaces de commande de l'avion en fonction d'une différence entre la valeur réelle et la valeur de consigne, dans lequel la minimisation de la résistance aérodynamique puisse être exécutée avec un travail de construction aussi réduit que possible sur un avion, en fonction de l'état de fonctionnement. Ce but est atteint suivant l'invention avec un procédé dans lequel la valeur réelle est un angle différentiel, pour la mesure de l'angle différentiel, un angle d'inclinaison de la section centrale de l'aile portante et un angle d'inclinaison dans au moins une section de l'envergure de l'aile portante étant mesurés et soustraits l'un de l'autre. Dans l'invention, la déformation élastique, en particulier la déformation en torsion des ailes portantes, est enregistrée par un angle différentiel. Cet angle différentiel est déterminé par utilisation d'inclinomètres selon un procédé qui peut comporter, dans sa réalisation concrète, les étapes suivantes: (I) détermination de l'inclinaison d'une surface de référence perpendiculaire au plan de symétrie de l'avion sur la section centrale de l'aile portante et de l'inclinaison d'une surface également perpendiculaire au plan de symétrie de l'avion - désignée ci-après par surface(s) de mesure - sur au moins une section de l'envergure sur les ailes portantes, par rapport à la verticale, lorsque l'avion est au sol; et (II) détermination de l'inclinaison de la surface de référence sur la section centrale de l'aile portante et de l'inclinaison de la (des) surface(s) de mesure en vol libre, par rapport à la verticale. La différence entre les deux inclinaisons mesurées de la surface de référence sur la section centrale de l'aile portante constitue un critère du changement de position de tout l'avion entre le sol et le vol libre, pour un état de fonctionnement déterminé. La différence entre les inclinaisons mesurées de la (des) surface(s) de mesure en vol libre et au Io sol se compose du changement de position mentionné ci-dessus de l'avion et du gauchissement élastique de l'aile portante. On obtient ainsi le gauchissement élastique par soustraction du changement de position de l'avion de la différence d'inclinaison de la (des) surface(s) de mesure. Si ce gauchissement entraîne précisément une distribution optimale de la sustentation sur l'envergure de l'avion, la condition préalable à la minimisation de la résistance induite de l'avion est déjà satisfaite. Si toutefois on constate une valeur de l'angle différentiel s'écartant de ceci, il faut intervenir avec des moyens, tels que par exemple des braquages des surfaces de commande de l'avion, qui amènent la valeur réelle de la valeur différentielle à la valeur de consigne. Cette valeur de consigne peut être constante. Mais elle peut dépendre aussi d'autres facteurs, tels que par exemple la vitesse de l'avion ou sa masse totale. Le nouveau procédé ne doit pas être exécuté en permanence. Il est possible aussi et suffisant de ne faire se dérouler le procédé que lorsque l'état de vol de l'avion s'est modifié du fait d'une variation de la vitesse de vol, d'une variation de l'altitude de vol ou d'une variation de la masse par consommation de carburant. On peut de plus mesurer encore l'angle d'inclinaison d'une surface de mesure parallèle au plan de symétrie de l'avion, sur au moins une section de l'envergure, pour enregistrer la flèche des ailes portantes dans le but d'une optimisation encore plus grande de l'état de vol de l'avion. Le gauchissement élastique des ailes portantes autour de leur axe élastique augmente dans la direction des pointes des ailes portantes. C'est pourquoi il est préféré qu'au moins une section de l'envergure, sur laquelle est déterminé l'angle d'inclinaison, c'est-à-dire une section de mesure, se situe dans le tiers extérieur de la demi-envergure de l'avion. Il est particulièrement préféré que celle-ci soit disposée à au moins 70 % de la demi-envergure. Pour interdire des influences sur une seule aile portante de l'avion, dans le nouveau procédé, il est préféré que l'angle d'inclinaison i o de la au moins une section de mesure des ailes portantes soit mesurée comme valeur moyenne de deux angles d'inclinaison de deux sections de mesure correspondant l'une à l'autre des deux ailes portantes. Pour pouvoir enregistrer encore mieux le gauchissement des deux ailes portantes, au moins un autre angle d'inclinaison d'au moins une autre section de mesure des ailes portantes peut être mesuré et soustrait de l'angle d'inclinaison du fuselage, pour mesurer un angle différentiel supplémentaire comme une valeur réelle supplémentaire. Il est bien entendu que pour cette valeur réelle supplémentaire il faut habituellement prédéfinir aussi une valeur de consigne supplémentaire et que pour toutes les sections de mesure des ailes portantes on n'a pas la même valeur de consigne. Le réglage des surfaces de commande sur les ailes portantes a un effet particulièrement important sur la torsion des ailes portantes et donc sur la distribution de la sustentation sur l'étendue longitudinale des ailes portantes. Il est donc judicieux de pouvoir régler symétriquement, dans le nouveau procédé, principalement les surfaces de commande extérieures en fonction de la différence entre la valeur réelle et la valeur de consigne. Dans le nouveau procédé, pour mesurer, avec la valeur réelle de l'angle différentiel, si possible uniquement la déformation élastique des ailes portantes, les angles d'inclinaison doivent être mesurés dans le cas d'un vol en ligne droite dans des conditions de vol constantes. Mais les inclinaisons de l'ensemble de l'avion n'entrent pas ainsi dans l'angle différentiel qui est déterminé entre les inclinaisons du fuselage et de la au moins une section de mesure des ailes portantes. Ceci s'applique aussi lorsque les angles d'inclinaison sont mesurés avec des inclinomètres par rapport à la direction de l'attraction terrestre. Dans le cas d'une accélération de l'avion, la direction de l'attraction terrestre est certes faussée, car en réalité la direction de la force de gravité sur l'avion est la direction de référence. Cette influence est toutefois identique pour tous les inclinomètres sur l'avion et ne io modifie pas la valeur de l'angle différentiel. Un avion pour la mise en oeuvre du nouveau procédé est caractérisé dans une forme de réalisation concrète par le fait que sur le fuselage et sur au moins l'une des ailes portantes sont prévus des inclinomètres pour mesurer l'angle d'inclinaison du fuselage et de la au moins une section de mesure des ailes portantes. Les inclinomètres qui sont utilisés pour l'invention sont en particulier des inclinomètres amortis qui ne réagissent autant que possible pas à des oscillations aux moyennes et hautes fréquences de la structure de l'avion. Au contraire, on n'enregistrera que des déformations statiques ou quasistatiques de la structure de l'avion. Une autre possibilité pour supprimer les perturbations aux moyennes et hautes fréquences consiste à filtrer le signal de sortie des inclinomètres à l'aide d'un filtre passe- bas. L'invention est encore décrite et illustrée ci-après à l'aide des 25 figures: La fig. 1 montre une vue schématique d'un avion depuis le haut avec les positions des inclinomètres. La fig. 2 montre l'avion de la fig. 1 dans une vue de côté, à l'état non déformé. La fig. 3 montre l'avion de la fig. 1 dans la vue de côté selon la fig. 2, à l'état déformé, en vol de croisière. ro La fig. 4 montre la distribution optimale de la sustentation, définie au stade du projet de l'avion, sur l'envergure de l'avion. La fig. 5 montre la distribution non optimale de la sustentation en vol de croisière, par suite d'un gauchissement élastique des ailes portantes. La fig. 6 montre l'approche de la distribution optimale de la sustentation en vol de croisière, par braquage symétrique des surfaces de commande sur l'aile portante. La fig. 7 montre le parcours de régulation entre la commande et les surfaces de commande du nouvel avion. Sur la fig. 1 est esquissé un avion 1 avec un fuselage 2, deux ailes portantes 3 avec empennage 4 et propulseurs 5. Les deux ailes portantes sont reliées entre elles par une section centrale 6 de l'aile portante. Sous les contraintes du vol, les ailes portantes 3 se plient non seulement le long de leurs axes 8, mais il se produit aussi un gauchissement autour des axes 8 des ailes. Ce gauchissement influence les distributions de la sustentation, reportées sur les figures 4 à 6, et l'on reviendra plus en détail sur ceci dans la description de ces figures. Sur l'avion selon la fig. 1 sont prévus, pour l'enregistrement du gauchissement des ailes portantes 3, au total trois inclinomètres 11 et 12 qui sont disposés de manière à pouvoir enregistrer une inclinaison autour de l'axe transversal de l'avion. L'inclinomètre de référence 11 se trouve sur la section centrale 6 de l'aile portante dans le fuselage 2 de l'avion. Les deux inclinomètres 11 sont associés à des sections de l'envergure 10, correspondant l'une à l'autre, des ailes portantes 3, à environ 70 % de la demi-envergure de l'avion 1. On fait la moyenne des angles d'inclinaison mesurés avec les inclinomètres 12, puis on forme la différence par rapport à l'angle d'inclinaison mesuré avec l'inclinomètre 11, pour obtenir une mesure du gauchissement des ailes portantes 3. Si dans un état de vol déterminé, cette valeur réelle s'écarte d'une valeur de consigne prédéfinie, par braquage symétrique des surfaces de commande 7 sur les ailes portantes 3, on peut provoquer des forces aérodynamiques supplémentaires qui suppriment la déformation élastique des ailes portantes 3 ou d'une manière générale la rapprochent d'une valeur de consigne. Pour une distribution déterminée du gauchissement des ailes portantes 3 sur l'envergure seulement, on obtient une distribution de la sustentation qui est en accord avec les exigences de minimisation de la résistance de l'avion 1 en vol. La fig. 2 montre l'avion de la fig. 1 dans une vue de côté à l'état io non déformé. Sur la fig. 3, l'avion 1 se trouve en vol, ce qui fait que l'aile portante 3 fléchit sous l'effet de la force de sustentation et se gauchit. L'inclinomètre 12 mesure l'inclinaison sur une section déterminée de l'envergure de l'aile portante 3. L'inclinaison est déterminée par rapport à la direction de la force de gravité 13. Celle-ci contient, outre les composantes de l'attraction terrestre, également des composantes d'accélération lorsque l'avion n'exécute pas un mouvement uniforme. Mais ces composantes agissent toutefois, dans un vol rectiligne symétrique, sur tous les inclinomètres 11 et 12, de la même manière, de sorte qu'elles n'entrent pas dans la valeur de l'angle différentiel utilisée comme valeur réelle. La fig. 4 retrace la distribution optimisée de la sustentation d'un avion de tourisme donné à titre d'exemple, pour un état de conception déterminé (poids total, vitesse et altitude) en ce qui concerne la résistance induite. Il s'agit de la distribution de la sustentation que l'on obtient en cas de déformation élastique des ailes portantes à l'état de conception. Ceci s'obtient en ce qu'au stade de la construction, on confère à l'aile un pré-gauchissement qui est compensé en vol par les forces aérodynamiques, dans l'état de conception déterminé. La fig. 5 montre la distribution de la sustentation dans un état de vol différent de l'état de conception, tel qu'il s'établit par exemple par modification du chargement (consommation de carburant) et donc dans un état de déformation modifié - en particulier du gauchissement des 2862044 lo ailes portantes. Cette distribution de la sustentation ne correspond plus à la distribution optimale de la sustentation de l'état de conception et entraîne une résistance induite accrue et donc une plus grande consommation de carburant. La fig. 6 montre l'avion selon la fig. 1 avec une distribution de la sustentation qui, suivant l'invention, est approchée, par un braquage symétrique des surfaces de commande prévues sur l'avion (par exemple ailerons) de la distribution de la sustentation correspondant à l'état de conception, et qui a donc pour conséquence une résistante induite io moindre. Le braquage des surfaces de commande, nécessaire pour obtenir une distribution optimale de la sustentation, est fonction du gauchissement élastique mesuré à l'aide des inclinomètres dans une section de l'envergure. La fig. 7 représente une commande 14 d'un avion 1 qui commande, sur la base des signaux de mesure 15 des inclinomètres 11 et 12, les surfaces de commande 7 avec des signaux de commande 16, pour optimiser la distribution de la sustentation sur les ailes portantes 3. Les surfaces de commande 7 sont les ailerons usuels de l'avion 1. 2862044 Il REVENDICATIONS 1. Procédé pour minimiser la résistance d'un avion en vol, en particulier d'un avion de ligne ou de transport, avec un fuselage et deux ailes portantes, le procédé comprenant les étapes suivantes: mesure d'au moins une valeur réelle sur l'avion en vol, comparaison de la valeur réelle à une valeur de consigne et braquage de surfaces de commande de l'avion en fonction d'une différence entre la valeur réelle et la valeur de consigne, caractérisé en ce que la valeur réelle est un angle différentiel, et que pour la mesure de l'angle différentiel, un angle i o d'inclinaison de la section centrale (6) de l'aile portante et un angle d'inclinaison dans au moins une section de l'envergure de l'aile portante (3) sont mesurés et soustraits l'un de l'autre. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'angle d'inclinaison de la section centrale de l'aile portante (6) est is mesuré dans un plan vertical parallèle à la direction du vol. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que l'angle d'inclinaison est mesuré dans au moins une section de l'envergure (10) des ailes portantes (3) dans un plan vertical parallèle à l'écoulement. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la section de l'envergure (10) des ailes portantes (3) présente une position dans le tiers extérieur de la demi-envergure de l'avion (1). 5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que l'angle d'inclinaison, mesuré dans au moins une section de l'envergure (10) des ailes portantes (3), est mesuré comme valeur moyenne de deux angles d'inclinaison de deux sections de l'envergure (10) correspondant l'une à l'autre des deux ailes portantes (3). 6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'au moins un autre angle d'inclinaison est mesuré dans au moins 3o une autre section de l'envergure (10) des ailes portantes (3) et soustrait de l'angle d'inclinaison de la section centrale (6) des ailes portantes, pour mesurer un angle différentiel complémentaire en tant que valeur réelle complémentaire. 7. Procédé selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la surface de commande (7) ou des volets d'aile sur les ailes s portantes (3) sont déplacés symétriquement en fonction de la différence entre la valeur réelle et la valeur de consigne. 8. Procédé selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que les angles d'inclinaison sont mesurés pour un vol en ligne droite avec conditions de vol constantes. 9. Procédé selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que les angles d'inclinaison sont mesurés avec des inclinomètres (11) et (12) par rapport à la direction de la force de gravité (13). 10. Avion, en particulier avion de tourisme, avec un fuselage, avec deux ailes portantes en forme de flèche et avec une commande automatique pour minimiser la résistance de l'avion en vol selon le procédé suivant au moins l'une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que sur le fuselage (2) et sur au moins l'une des ailes portantes (3) sont prévus des inclinomètres (11) et (12) pour mesurer l'angle d'inclinaison sur le fuselage (2) et dans au moins une section de l'envergure (10) des ailes portantes (3).