Brevet FR2916276A1 — publié le 20081121

L'invention concerne un dispositif, un système et un procédé d'estimation de l'angle d'incidence d'un aéronef. On estime traditionnellement l'angle d'incidence d'un aéronef en mouvement dans l'air au moyen de capteurs dédiés qui mesurent localement 5 l'orientation dans un plan vertical des filets d'air par rapport à l'aéronef, ce qui donne immédiatement accès à l'incidence du mouvement relatif de l'aéronef dans l'air à l'endroit de la mesure. Bien que déterminée localement, l'information d'incidence délivrée par le capteur est usuellement transmise aux différents systèmes de l'aéronef (que ce 10 soient des systèmes d'affichage ou de navigation utilisant cette information) en tant qu'information représentative de l'angle d'incidence de l'ensemble de l'aéronef dans le flux d'air. Il existe toutefois un écart entre l'angle d'incidence mesuré localement et l'angle d'incidence général de l'aéronef du fait de la situation particulière du capteur 15 concerné. L'angle d'incidence de l'avion îA peut par exemple être défini en effet comme l'angle entre l'axe X du fuselage et la direction VA du vol dans la masse d'air. Afin de remédier à cet inconvénient et d'améliorer par conséquent l'estimation de l'angle d'incidence de l'aéronef, l'invention propose un dispositif 20 d'estimation d'un angle d'incidence d'un aéronef en mouvement dans l'air, caractérisé par des moyens de réception d'une incidence mesurée présentée localement par l'air par rapport à l'aéronef, et des moyens pour déterminer l'angle d'incidence de l'aéronef en fonction de l'incidence mesurée et d'une information de vitesse de l'aéronef dans l'air. 25 On peut ainsi corriger l'erreur de mesure liée au positionnement du capteur, dont les inventeurs ont remarqué qu'elle dépendait en particulier de la vitesse de l'aéronef dans l'air. L'information de vitesse représente par exemple un nombre de Mach de l'aéronef, particulièrement adapté à cet effet. 30 On peut prévoir par exemple des moyens de détermination de l'information de vitesse en fonction d'une information de pression statique et d'une information de pression totale. Selon une première possibilité de réalisation, les moyens pour déterminer l'angle d'incidence de l'aéronef peuvent comprendre des moyens pour multiplier l'incidence mesurée par un premier facteur dépendant de l'information de vitesse et/ou des moyens pour ajouter un second facteur dépendant de l'information de vitesse. Selon une autre possibilité de réalisation, les moyens pour déterminer l'angle d'incidence de l'aéronef comprennent des moyens pour lire l'angle d'incidence de l'aéronef dans une table de correspondance ayant au moins pour entrées l'incidence mesurée et l'information de vitesse. On peut prévoir également dans ce cas des moyens pour sélectionner ladite table de correspondance en fonction d'une information indicative de la configuration des dispositifs sustentateurs de l'aéronef, ce qui permet d'adapter la correction à la configuration aérodynamique de l'aéronef. L'invention propose ainsi également un système d'estimation d'un angle d'incidence d'un aéronef en mouvement dans l'air, avec des moyens de mesure d'une incidence présentée localement par l'air par rapport à l'aéronef caractérisé par des moyens pour déterminer l'angle d'incidence de l'aéronef en fonction de l'incidence mesurée et d'une information de vitesse de l'aéronef dans l'air. En termes de procédé, l'invention propose un procédé d'estimation d'un angle d'incidence d'un aéronef en mouvement dans l'air, caractérisé par les étapes suivantes : - mesure d'une incidence présentée localement par l'air par rapport à l'aéronef ; -détermination de l'angle d'incidence de l'aéronef en fonction de l'incidence mesurée et d'une information de vitesse de l'aéronef dans l'air. Ce système et ce procédé peuvent incorporer des caractéristiques optionnelles correspondant à celles envisagées ci-dessus pour le dispositif d'estimation. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront mieux 30 à la lecture de la description qui suit, faite en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 représente un système d'estimation d'un angle d'incidence réalisé conformément aux enseignements de l'invention ; - la figure 2 représente la partie avant d'un avion incorporant des sondes d'incidences. Le système de la figure 1 comprend un capteur ou sonde d'incidence 2 qui délivre une mesure d'un angle d'incidence locale ai représentant l'incidence du flux d'air au niveau du capteur (par rapport à une référence fixe liée à l'aéronef). Une telle sonde d'incidence est par exemple du type "girouette", c'est-à-dire formée d'une ailette montée sur un pivot de manière à se positionner dans l'écoulement local d'air au droit de la sonde, parallèlement au flux d'air à cet endroit. On a représenté à titre d'exemple à la figure 2 le positionnement d'une sonde d'incidence 2 à la surface du fuselage, dans la partie avant d'un aéronef (ici un avion) 20, précisément dans la région située sous le cockpit 22 et à l'avant de la porte avant 24 (le terme "avant' étant compris de manière classique, c'est-à-dire vers le nez 26 de l'avion, dans la direction X également illustrée sur la figure 2). L'angle d'incidence mesuré ai est ainsi l'angle formé localement entre l'orientation du vecteur vitesse de l'écoulement de l'air au droit de la sonde FI et la direction X. D'autres sondes d'incidence peuvent être prévues à la surface du fuselage de l'avion, comme par exemple une sonde d'incidence 2' visible en figure 2, ici située du même côté de l'avion 20 que la sonde d'incidence 2 dans un but de redondance. L'avion 20 représenté à la figure 2 comprend également par exemple deux autres sondes d'incidence (non représentées) du côté opposé non visible sur la figure 2. Les signaux mesurés par chacune des sondes d'incidence peuvent subir le traitement décrit ci-après à propos de la sonde d'incidence 2. En variante, les signaux issus de deux ou plusieurs sondes d'incidence peuvent être combinés afin d'en déduire un signal moyen, qui subira le traitement décrit ci-dessous. Le système présenté à la figure 1 comprend également un capteur de pression totale 4 (par exemple du type "pitot') qui délivre un signal représentatif de la pression totale Pt et un capteur de pression statique 6 qui délivre un signal représentatif de la pression statique Ps. Les signaux issus des capteurs de pression 4, 6 sont transmis, après traitement éventuel, à un module 8 de détermination du nombre de Mach M de l'avion, ou toute autre grandeur assimilable à un nombre de Mach, calculée à partir de signaux représentatifs d'une pression totale Pt et d'une pression statique Ps. Les signaux représentatifs de la pression totale Pt et de la pression statique Ps sont par exemple transmis au module 8 sous forme de données numériques, auquel cas le module 8 est par exemple réalisé par la mise en oeuvre dans un processeur d'un programme qui détermine le nombre de Mach M de l'avion, ou toute autre grandeur assimilable à un nombre de Mach, selon la formule de Saint-Venant (inversée) : (r-1) - (Ptjri Ps 5. On prendra par exemple pour de l'air : 'y = 1.4. L'information d'incidence locale ai émise par la sonde d'incidence 2 (ou en variante par un ensemble de sondes d'incidence comme déjà mentionné) et le nombre de Mach M déterminé par le module 8 sont transmis à un module de correction d'incidence 10 qui génère, sur la base de ces informations, une information ae représentative de l'angle d'incidence estimé pour l'ensemble de l'avion 20 (ci-après "incidence avion") selon des modalités qui vont être décrites à présent. On rappelle ici que cet angle d'incidence est l'angle formé, dans un plan vertical, entre le vecteur vitesse de l'avion dans l'air et une référence liée à l'avion. Dans un premier mode de réalisation, le module de correction 10 mémorise une pluralité de tables de correspondance. Chaque table de correspondance contient un ensemble de valeurs de l'angle d'incidence estimé as associées chacune à des valeurs particulières de l'incidence locale a, et du nombre de Mach M (qui constituent donc les entrées de la table de correspondance). Chaque table de correspondance est par ailleurs associée à des conditions particulières de configuration des dispositifs sustentateurs (du type becs et volets), ce qui permet d'adapter la correction de l'angle d'incidence en fonction de la configuration aérodynamique de l'avion 20 (cette configuration ayant un effet sur la différence existant entre l'incidence locale mesurée a, et l'incidence de l'ensemble de l'avion que l'on cherche à estimer). Ainsi, le module de correction 10 sélectionne une table de correspondance en fonction de l'information de configuration CONFIG représentative de la position des dispositifs hypersustentateurs 16 et lit, dans la table de correspondance sélectionnée, la valeur estimée de l'incidence avion ae associée aux valeurs d'incidence locale ai et de nombre de Mach M que le module 10 reçoit respectivement de la sonde d'incidence 2 et du module de détermination du nombre de Mach 8. L'incidence avion estimée ae est alors transmise aux différents systèmes de l'avion utilisant cette information, à savoir par exemple un indicateur d'incidence pour l'équipage, les calculateurs de commandes de vol, le pilote automatique, etc. Le module de correction 10 peut, comme le module de détermination du nombre de Mach 8, être réalisé sous forme d'un processeur exécutant un programme permettant la mise en oeuvre des fonctionnalités qui viennent d'être exposées, et notamment la lecture des données dans des tables de correspondance mémorisées dans une mémoire associée à ce processeur. Un tel système peut être intégré au sein du calculateur des données "air" qui équipe l'avion 20, communément dénommé par l'appellation ADC (pour "Air Data Computer"). Les tables de correspondance mentionnées ci-dessus sont par exemple renseignées lors d'essais en vol avec un appareil dédié qui comporte d'autres sondes de mesure de l'incidence (afin d'avoir une représentation précise de l'incidence avion). Cette étape correspond à une calibration des tables de correspondance qui peuvent alors être utilisées en série pour tous les appareils du même type. Selon un second mode de réalisation envisageable, le module de correction 10 peut déterminer l'angle d'incidence avion estimé ae en fonction du nombre de Mach M de l'avion ou toute autre grandeur assimilable à un nombre de Mach et de l'incidence locale mesurée ai au moyen d'une formule modélisant la correction à apporter, par exemple du type : ae = (al + Z)K +1, avec K = AM2 +BM+C 1= DM2 +EM +F, où Z permet une correction du calage angulaire de la sonde d'incidence 2 si nécessaire, par exemple afin d'éviter que celle-ci n'arrive en butée (si la sonde possède une telle butée) dans la plage des angles d'incidence locaux considérés, et A, B, C, D, E, F sont des paramètres qui peuvent éventuellement dépendre de l'angle d'incidence locale ai (ce qui permet de faire influer également l'angle d'incidence sur l'amplitude de la correction). Les changements de braquage des dispositifs hypersustentateurs peuvent être gérés en utilisant par exemple une table de correspondance pour chaque braquage. Les valeurs des coefficients A, B, C, D, E, F dépendent de la localisation 10 du capteur d'incidence. On peut rencontrer par exemple les ordres de grandeur suivants : A ù 10"3, B - 10.1, C - 1, D - 10"3, E - 1, F - 10 Les exemples qui précèdent ne sont que des modes possibles de mise en oeuvre de l'invention, qui ne s'y limite pas. REVENDICATIONS , 1. Dispositif d'estimation d'un angle d'incidence (ae) d'un aéronef en mouvement dans l'air, caractérisé par des moyens de réception d'une incidence mesurée (ai) présentée localement par l'air par rapport à l'aéronef, et des moyens (10) pour déterminer l'angle d'incidence (ae) de l'aéronef en fonction de l'incidence mesurée (a,) et d'une information de vitesse (M) de l'aéronef dans l'air. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens pour déterminer l'angle d'incidence (ae) de l'aéronef comprennent des moyens pour multiplier l'incidence mesurée (ai) par un premier facteur dépendant de l'information de vitesse (M). 3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les moyens pour déterminer l'angle d'incidence (ae) de l'aéronef comprennent des moyens pour ajouter un second facteur dépendant de l'information de vitesse (M). 20 4. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens pour déterminer l'angle d'incidence (ae) de l'aéronef comprennent des moyens pour lire l'angle d'incidence (ae) de l'aéronef dans une table de correspondance ayant au moins pour entrées l'incidence mesurée (ai) et l'information de vitesse (M). 25 5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé par des moyens pour sélectionner ladite table de correspondance en fonction d'une information (CONFIG) indicative de la configuration des dispositifs sustentateurs de l'aéronef. 6. Procédé d'estimation d'un angle d'incidence (ae) d'un aéronef en 30 mouvement dans l'air, caractérisé par les étapes suivantes : - mesure d'une incidence (ai) présentée localement par l'air par rapport à l'aéronef ;15- détermination de l'angle d'incidence (ae) de l'aéronef en fonction de l'incidence mesurée (ai) et d'une information de vitesse (M) de l'aéronef dans l'air. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'étape de détermination de l'angle d'incidence (ae) de l'aéronef inclut une multiplication de l'incidence mesurée (ai) par un premier facteur dépendant de l'information de vitesse (M). 8. Procédé selon la revendication 6 ou 7, caractérisé en ce que l'étape 10 de détermination de l'angle d'incidence (ae) de l'aéronef inclut une addition d'un second facteur dépendant de l'information de vitesse (M). 9. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'étape de détermination de l'angle d'incidence (ae) de l'aéronef inclut une lecture de l'angle 15 d'incidence ((De) de l'aéronef dans une table de correspondance ayant au moins pour entrées l'incidence mesurée (a,) et l'information de vitesse (M). 10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé par une étape de sélection de ladite table de correspondance en fonction d'une information 20 (CONFIG) indicative de la configuration des dispositifs sustentateurs de l'aéronef.