Brevet FR2948458A1 — publié le 20110128

-1- La mesure de la vitesse d'un avion par rapport à l'air est une information fondamentale. Elle est une donnée essentielle pour le pilote automatique et est cruciale pour le pilotage manuel, tout spécialement dans des conditions extrêmes où il y a un risque de perdre le contrôle de l'appareil, où encore pire, lorsque le contrôle est perdu après un départ en vrille. Les sondes connues pour mesurer cette vitesse par rapport à l'air sont des sondes � PITOT �, formées d'un tube, dirigé dans le sens de l'avancement de l'avion, avec l'ouverture du tube recevant directement le flux d'air provoqué par la vitesse de l'avion. Ces sondes de pression dynamique mesurent de fait la pression d'arrêt % p. v2 , p étant la masse spécifique de l'air et v la vitesse de l'avion par rapport à l'air. Ces sondes � PITOT � peuvent présenter des défectuosités lorsque la masse d'air rencontrée est saturée en gouttes d'eau , ce qui peut remplir le tube d'eau et fausser la mesure, ou pire encore, lorsque des conditions extrêmement givrantes sont rencontrées : II se forme alors un bouchon de glace qui obstrue complètement l'orifice du tube et il n'y a plus de mesure du tout. Bien entendu des réchauffages sont prévus, mais dans le cas de givrage très soudain et très intense, rien ne peut empêcher des blocs de glace de plusieurs centimètres d'épaisseur de se former. Comme dans des conditions extrêmes, très pénalisantes, les ailes et la structures se couvrent également de glace, dans la plupart des cas, malgré, là aussi, des contre-mesures de dégivrage, l'avion s'alourdit et surtout les profils d'ailes perdent leurs qualités aérodynamiques. En régime de croisière, le poids P de l'avion est compensé par la force de sustentation. L'équation fondamentale du vol est : '/ p.S.v2.CZ = P (S surface portante, CZ coefficient de portance). Cette équation prend en compte la masse spécifique p de l'air à l'altitude considérée et la vitesse v de l'avion par rapport à l'air à cette même altitude. Le produit p. v2 est le paramètre de base de la mécanique du vol. Les sondes de type � PITOT � donnent directement ce produit puisqu'elles mesurent la pression d'arrêt %i. p. v2 Pour qu'en régime de croisière la consommation de carburant soit optimale, une bonne finesse est recherchée, ce qui entraîne la nécessité pour CZ d'être généralement . -2- compris entre 0,8 et 1. A titre d'exemple , la vitesse minimale vm;n à laquelle un avion de type classique pour transporter des passager peut voler au niveau du sol avec une certaine sécurité par rapport au décrochage est d'environ 180 noeuds en configuration lisse (volets, rentrés) et en utilisant une incidence provoquant un CZ d'environ 1,4. Si le CZ est maintenant 1, la vitesse nécessaire devient v(0) = 180x -1 (1,4/1) d'après l'équation de sustentation, soit v(0) = 1,18x = 212 noeuds. En haute altitude, à 12000 mètres, par exemple, la masse spécifique de l'air n'est plus que de p = 0,25 fois la valeur p(0) au niveau du sol. Avec une valeur de CZ de 1, utilisée en régime de croisière, la vitesse v est égale à v(0) x (po/p) = vo x 11(110,25) = 2 x vo soit 212 x 2 =424 noeuds. Mais il faut prendre en compte le nombre de Mach (rapport de la vitesse de l'avion à la vitesse du son). Au niveau du sol à 15° C soit 288°K la vitesse du son est ao = 341 m/s. A 12000 mètres d'altitude il règne une température de -60°C soit 213°K. La vitesse du son devient alors ah = 341x .1(213/288) = 293 m/s soit 570 noeuds. Mais les avions commerciaux classiques (subsoniques) sont en général limités à 0,82 de Mach, soit 0,82 x 570 = 467 noeuds. On voit donc que le domaine de vol est restreint, entre une vitesse de croisière de 424 noeuds et une limite de 467 noeuds due au nombre de Mach. Cela entraîne comme conséquence de devoir posséder une information très précise sur le paramètre p. v2. La valeur de la masse spécifique de l'air p à 12000mètres d'altitude est donnée par des tables. Sa valeur standard est de 0,317 kg/m3 (à la température de -56,5° C).Etant fonction de la température et de la pression, un calculateur peut fournir sa valeur exacte, en cas de conditions atmosphériques anormales, les paramètres pression et température étant déjà disponibles à bord. Reste donc la mesure de la vitesse v de l'avion par rapport à l'air. Le but de la présente invention est la réalisation d'un appareillage de mesure de vitesse par rapport à l'air insensible aux conditions météorologiques(pluie extrême, eau en surfusion, glace, etc.). Selon la présente invention une source sonore, émettant des signaux vers l'arrière, préférentiellement dans des fréquences ultrasoniques ayant 2948458 -3- l'avantage d'être inaudibles pour l'homme, sans que cela soit limitatif, est placée à l'avant de l'avion. Un récepteur est placé sur les parties arrières de l'avion, à une distance � L � de la source avec laquelle il est accordé. Le cheminement d'un signal de la source vers le récepteur prend un temps t1. 5 La vitesse du son à l'altitude � h� considérée vaut ah .Selon la loi de composition des vitesses, nous avons la relation suivante, v1 étant la valeur de � v � donnée par ce premier calcul ; (1) L / t1 = ah + v, d'où v1 = L / t1 û ah . La vitesse du son ah à l'altitude � h � où se trouve l'avion ne dépend que de la température absolue Th régnant à cette altitude. Par i 0 rapport à la vitesse du son au sol ao à15°C (288°K) la relation ah = ao x II( Th / To) a été évoquée plus haut. Les sondes de température, convenablement placées sur l'avion, sont très peu perturbées par les conditions météorologiques. Une mesure électronique précise du temps t1 permet donc de connaître la vitesse � v � de l'avion par rapport à l'air. 15 Toutes les informations venant de E1,R1, ainsi que des sondes de température et de pression sont introduites dans un calculateur qui procède au calcul de v1 à l'aide de l'équation (1). Toujours selon la présente invention, une variante de la réalisation de cet appareillage acoustique consiste à installer un système identique à celui décrit ci-dessus, ayant 20 cette fois sa source émettrice d'ultra sons à l'arrière de l'avion et le récepteur à l'avant. L'onde sonore émise par la source progresse alors face au flux d'air relatif. Soit t2 le temps mesuré entre émission et réception ; nous avons la relation (2) : L / t2 = ah - v2. D'où v2 = ah û L/t2 , V2 étant la vitesse mesurée par ce deuxième système. Normalement v1=v2. 25 Si les deux systèmes sont installés concomitamment, en faisant la soustraction des équations (1)-(2) on a pour�v �la valeurv3 = U2�1 /fi 1/t2) La vitesse du son n'est plus nécessaire. La comparaison des valeurs de � v � obtenues � par la relation (1) et la relation (2) permet une mesure redondante. Si l'on observe v1 = v2 mais v3 différente, cela signifie que v1 et 30 v2 ,qui résultent de calculs prenant tous deux en compte la vitesse calculée du son ah , subissent une erreur due à une vitesse de propagation de l'onde différente de celle théorique, ayant pour cause la présence d'une forte 2948458 -4- densité de particules d'eau ou de glace, ralentissant un peu la propagation-Dans ce cas c'est la vitesse v3 qui est correcte, puisqu'obtenue indépendamment de la vitesse du son. Si v, et v2 sont différentes, une levée de doutes est nécessaire avec l'installation de systèmes analogues 5 supplémentaires. La figure 1 de la planche unique 1 montre un avion équipé d'un émetteur E, (1) à l'avant et d'un récepteur R, (2) à l'arrière, transmettant leurs informations à un ou plusieurs calculateurs La figure 2 de la planche 1 montre un avion équipé de E, et R,, mais en 10 plus d'un émetteur E2(3) à l'arrière et d'un récepteur R2(4) à l'avant. La figure 3 de la planche 1 montre des émetteurs à chaque bout d'aile, E3 (7) et E4(8) et de deux récepteurs R3(9) et R4(10) à l'arrière, associés à E 3(7) et- E4(8). Des émetteurs E5(11) et E6(12)peuvent être installés à l'arrière et les récepteurs associés R5(13)et R6(14) en, ,bouts d'ailes. 15 En référence à la figure 1, la mesure du temps t, mentionnée ci-dessus permet de connaître la vitesse v, de l'avion par rapport à la masse d'air qu'il traverse. Cette mesure du temps t, est d'autant plus précise que la fréquence porteuse du signal sonore est grande. A titre d'exemple non limitatif, pour un avion de 50 mètres de long, avec t, = 0,1 seconde, une 20 fréquence d'émission de 50 Khz permet une précision de 0,05% sur t,. Pour être facilement identifiable par les récepteurs, avantageusement, selon la présente invention, le signal émis peut être codé et ainsi facilement distingué ,par le récepteur, des bruits ambiants (aérodynamiques, émis par les moteurs, etc.).Un codage identifié en moins de dix périodes permet 25 encore une précision sur t, de l'ordre de 0,5%. Selon l'invention, l'émetteur, tourné vers l'arrière , peut avoir une forme plate, engendrant une dépression interdisant à la glace de se déposer. Le récepteur, lui, peut présenter une forme effilée captant les ondes sonores sur des parties latérales pour être dégagé des survitesses engendrées par 30 l'aérodynamisme. Selon l'invention, l'émetteur E, (1) peut être disposé sur un petit mât (5) et le récepteur R, (2) sur la dérive (6) de l'avion. En référence à la figure2 figurent, en plus de E, (1) et R1(2)un deuxième 2948458 -5- émetteur E2 (3) à l'arrière associé à un deuxième récepteur R2 (4)à l'avant, sans que cela soit limitatif. De même que précédemment, une meilleure insensibilité au dépôt de glace est obtenue en donnant à l'émetteur (à l'arrière) une forme effilée et au récepteur (à l'avant) une forme plate, comme décrit ci-dessus en référence à la figure 1 quant à El et R,. L'émetteur E2 (3) peut être placée sur la dérive de l'avion et le récepteur associé R2 (4) sur le mât (5),sans que cela soit limitatif. En référence à la figure 3 des émetteurs E3 (7) et E4 (8) peuvent être installés au bout dè chaque aile, les récepteurs associés R3(9) et R4. 10 (10)étant sur la dérive (6). De façon analogue, des émetteurs E5 (11) et E6 (12)peuvent être installés sur la dérive (6) =et les récepteur associés R5 (13)et R6 (14) en bouts d' ailes. Dans ce cas � d � étant la distance d'un bout d'aile au capteur sur la dérive, a étant l'angle de la droite reliant la dérive aux bouts d'ailes avec l'axe du fuselage, t3 et t4 les temps de 15 parcours directs et inverses, la vitesse v est donnée par d/t3,= ah + v cosa. Soit v = (d/t3-ah)/cosa ou encore v=d/2(1/t3 -1/t4) /cosa Bien entendu, il est possible de combiner les dispositions des figures 1, 2 et 3. Lorsque des systèmes en bouts d'ailes sont installés, il est possible d'avoir la vitesse de chaque bout d'aile et de déterminer aussi le taux de lacet ou 20 de virage de l'avion. Selon l'invention encore, pour éviter les perturbations de mode commun, les informations concernant les mesures de temps ainsi que tout autre paramètre nécessaire au calcul, peuvent être transmises par ondes électromagnétiques, évitant ainsi la propagation éventuelle de la foudre sur des fils de liaison. Selon l'invention également chaque émetteur 25 et récepteur ainsi que les calculateurs afférents et les moyens fournissant l'énergie nécessaire peuvent être enfermés dans un blindage, ne communiquant que par ondes électromagnétiques avec la cabine de pilotage de l'avion. Tous ces éléments sont ainsi isolés des perturbations électromagnétiques (foudre, rayonnements ionisants etc.). Selon l'invention 30 enfin, les organes recevant les informations des systèmes de mesure de vitesse selon l'invention, dans la cabine de pilotage, peuvent être isolés de la même manière. REVENDICATIONS1) Système de mesure de la vitesse d'un avion par rapport à la masse d'air qu'il traverse, comprenant, solidaires de l'avion : Une source sonore EI(1) émettant un signal . Un récepteur RI (2) situé à une distance � L � accordé à la sourceE1. 5 Un ou plusieurs calculateurs recevant leurs informations. Des sondes de température et de pression reliées au(x)calculateur(s) Caractérisé par le fait que : Lorsque la source sonore est située en (1) à l'avant de l'avion et le récepteur (2) à l'arrière, la vitesse � v � de l'avion par rapport à l'air est i � donnée par la formule, traitée par le calculateur : v = L / fi,- ah , ah étant la vitesse du son à l'altitude � h �considérée et t, le temps mis par le signal sonore pour aller de (1) à (2). ' Lorsque la source est située en (3) a l'arrière de l'avion et le récepteur en (4) à l'avant, la vitesse de l'avion est donnée par : v = ah û L / t2 , t2 étant t5 le temps mis par le signal sonore pour aller de (3) à (4). - Caractérisé encore par le fait que, dans des conditions météorologiques normales ces deux modes de calculs donnent le même résultat pour � v �. Caractérisé encore par le fait que, lorsque ces deux modes de mesure sont utilisés concurremment on obtient également � v � par la formule 20 v = L/2 x (1/ tl û 1/ t2) sans avoir besoin de connaître la vitesse du son Caractérisé enfin par le fait qu'une mesure exacte est toujours possible quelles que soient les conditions météorologiques (pluie ,glace etc.) 2) Système de mesure de � v � selon la revendication 1 comprenant des sources sonores et des récepteurs associés, caractérisé par le fait que, 25 pour être dégagés des zones de survitesses aérodynamiques, ces appareils sont placés respectivement sur un mât (5) à l'avant de l'avion et à l'arrière sur la dérive (6) de l'avion. 3)Système de mesure de � v � selon les revendications (1)et(2)comprenant- -7- des sources sonores utilisant des ultrasons, caractérisé par le fait que la précision de la mesure augmente avec la fréquence utilisée. 4)Système selon l'une quelconque des revendications précédentes comprenant des sources sonores émettant des signaux codés, caractérisé par le fait que les récepteurs les distinguent facilement des bruits ambiants, aérodynamiques ou émis par les moteurs, entre autres. 5)Système selon l'une quelconque des revendications précédentes comprenant des sources sonores et des récepteurs correspondants placés en bouts d'ailes et sur la dérive de l'avion, caractérisés par le fait que la mesure de la vitesse en chaque bout d'aile permet de calculer le taux de lacet et de virage de l'avion. 6)Système selon l'une quelconque des revendications précédentes comprenant des moyens de communications par ondes électromagnétiques entre ses divers élément , caractérisé par le fait que sont évitées les perturbations de mode commun dues à la foudre en particulier. 7)Système selon l'une quelconque des revendications précédentes comprenant des blindages renfermant ses divers éléments ainsi que les moyens d'alimentation en énergie ,caractérisé par le fait que tous les éléments du système sont isolés des perturbations électroragnétiques telles que la foudre ou les rayonnements ionisants. 8)Système selon les revendications 6 et 7 comprenant, pour les organes de la cabine de pilotage recevant ses informations de vitesse, des dispositions de protection électromagnétiques analogues à celles décrites dans ces revendications.