Brevet FR3022344A1 — publié le 20151218

DISPOSITIF INDICATEUR D'ATTITUDE D'UN AERONEF La présente invention se rapporte à un dispositif indicateur d'attitude d'un aéronef. Pour la suite de la demande, on utilise un référentiel terre qui comprend : Un axe XO qui correspond à un axe horizontal orienté vers le nord. Un axe YO qui est horizontal, perpendiculaire à l'axe XO et orienté vers l'est. Un axe ZO qui est perpendiculaire aux axes XO et YO et orienté vers le bas. Les axes XO et YO définissent un plan horizontal et l'axe ZO correspond à la direction verticale. Pour définir les mouvements d'un avion, on lui associe un référentiel avion qui comprend : Un axe X1 qui s'étend de la pointe arrière à la pointe avant de l'avion et qui est lié à l'avion, appelé également axe longitudinal avion X1, Un axe Y1 qui est perpendiculaire à l'axe X1 et qui est orienté selon la direction de la voilure de l'avion, appelé également axe transversal avion Y1, Un axe Z1 qui est perpendiculaire aux axes X1 et Y1 et orienté vers le bas. Par rapport au référentiel terre, lorsque l'avion pivote autour de l'axe Y1 (tangage), l'angle 0 entre l'axe longitudinal avion X1 et le plan horizontal est appelé assiette. Lorsque l'avion pivote autour de l'axe X1 (roulis), l'angle 0 entre l'axe transversal avion Y1 et le plan horizontal est appelé inclinaison. L'attitude de l'avion correspond à la position de l'avion par rapport au plan horizontal et se caractérise par l'assiette et l'inclinaison de l'avion. Le poste de pilotage d'un aéronef comprend un horizon artificiel qui indique l'attitude de l'avion. L'horizon artificiel est positionné à l'avant du pilote. Selon un mode de réalisation, l'horizon artificiel se présente sous la forme d'un écran sur lequel sont affichées des informations relatives à l'attitude de l'avion provenant d'un système gyroscopique et/ou d'une centrale inertielle. L'écran comprend une partie supérieure bleue symbolisant le ciel, une partie inférieure marron symbolisant la terre et une ligne d'horizon artificiel séparant les parties supérieure et inférieure. Une représentation schématique de l'avion est positionnée par rapport à cette ligne d'horizon artificiel en fonction de l'attitude de l'avion. Malgré cette présentation des informations, l'horizon artificiel est perçu par les pilotes comme une aide artificielle, pouvant être sujette à des pannes. En situation de stress, par exemple lors du déclenchement d'alarmes, les pilotes peuvent avoir tendance à accorder une plus grande confiance, pour le positionnement dans l'espace, à leurs sensations plutôt qu'aux informations qui leurs sont transmises par les instruments de l'avion. Il est pourtant avéré que, le plus souvent, les informations données par les instruments de l'avion sont plus fiables que les sensations des pilotes. En effet, l'absence de repère visuel extérieur, les conditions de vol et le stress peuvent altérer les sensations du pilote et engendrer une désorientation spatiale. La perte de confiance, par le pilote, dans les informations données par l'horizon artificiel peut alors conduire à des situations à risques. L'invention vise à remédier aux inconvénients de l'art antérieur. En particulier, l'invention vise à limiter les risques de désorientation spatiale du pilote, pour éviter que les sensations du pilote soient contradictoires avec les informations qui lui sont données par les instruments de bord. A cet effet, l'invention a pour objet un dispositif indicateur d'attitude d'un avion, caractérisé en ce qu'il comprend : - une tige mobile, - au moins un actionneur pour contrôler les mouvements de la tige, - un système de pilotage du ou des actionneurs en fonction d'informations provenant d'un système de détection d'attitude de l'avion, de manière à orienter la tige selon une direction verticale. Ce dispositif indicateur d'attitude d'avion permet de corroborer les informations fournies par l'horizon artificiel et limite les risques de perte de confiance du pilote. De préférence, la tige comprend une première extrémité reliée par une liaison à un support solidaire de l'avion et une seconde extrémité à laquelle est relié un mobile, ladite tige et ledit mobile étant configurés pour ressembler à un pendule. Avantageusement, le dispositif indicateur d'attitude comprend au moins un élément lumineux avec une intensité lumineuse et/ou une couleur qui varie en fonction d'un signal, d'une alarme ou d'un paramètre de l'avion. Selon une variante, la tige est télescopique et le dispositif indicateur d'attitude comprend un actionneur pour contrôler la longueur de la tige télescopique en fonction d'un paramètre de l'avion. Avantageusement, le dispositif indicateur d'attitude comprend un capotage en forme d'une maquette d'avion. L'invention a également pour objet un cockpit d'avion qui comprend un dispositif indicateur d'attitude positionné dans une zone du cockpit située dans un champ de vision périphérique d'un pilote qui est installé dans un poste de pilotage et qui regarde devant lui. D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre de l'invention, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés sur lesquels : La figure 1 est une vue partielle d'un cockpit d'avion équipé d'un dispositif indicateur d'attitude qui illustre l'invention, La figure 2 est une représentation schématique illustrant un mode de réalisation d'un dispositif indicateur d'attitude selon l'invention, La figure 3 est une vue partielle d'un cockpit d'avion équipé d'un dispositif indicateur d'attitude lorsque l'avion présente une inclinaison non nulle, La figure 4 est une vue partielle d'un cockpit d'avion équipé d'un dispositif indicateur d'attitude lorsque l'avion présente une assiette non nulle, La figure 5 est une représentation schématique d'un dispositif indicateur d'attitude qui illustre un autre mode de réalisation de l'invention, La figure 6 est une représentation schématique d'un dispositif indicateur d'attitude qui illustre un autre mode de réalisation selon l'invention. Selon une configuration illustrée sur la figure 1, un cockpit d'un avion 10 comprend un pare- brise 12, deux postes de pilotage 14, 14', un ensemble de planches de bord 16, 16', 16" placées respectivement au-dessus, en-dessous du pare-brise 12 et entre les deux postes de pilotage, qui comprennent différents instruments de bord tels que des écrans de visualisation, des commandes, des claviers.... Tous ces éléments ne sont pas plus détaillés car ils sont connus de l'homme du métier. De plus, les configurations des cockpits varient d'un modèle d'avion à l'autre. Dans tous les cas, le cockpit d'un avion comprend au moins un pare-brise, au moins un poste de pilotage et au moins une planche de bord. Sur les figures 1, 3 et 4, on a représenté sous la forme d'un trait continu une ligne d'horizon réel 18 perçu à travers le pare-brise 12. Parmi tous les instruments de bord, le cockpit comprend un horizon artificiel 20 qui indique l'attitude de l'avion. Selon un mode de réalisation, cet horizon artificiel 20 comprend un écran avec une partie supérieure bleu symbolisant le ciel, une partie inférieure marron symbolisant la terre, une ligne d'horizon artificiel 22 séparant les parties supérieure et inférieure. L'horizon artificiel 20 comprend également une représentation schématique de l'avion 24 dont la position par rapport à la ligne d'horizon artificiel 22 est fonction de l'attitude de l'avion. Les informations présentées par l'horizon artificiel 20 proviennent d'un premier système de détection d'attitude de l'avion tel qu'une centrale inertielle et/ou un gyroscope par exemple, qui collecte des informations permettant de définir la position relative de la ligne d'horizon artificiel 22 et de la représentation schématique de l'avion 24. L'horizon artificiel 20 et le premier système de détection d'attitude de l'avion ne sont pas plus décrits car ils sont connus de l'homme du métier. Selon une configuration, l'horizon artificiel 20 est positionné devant le poste de pilotage en dessous du pare-brise 12. Sur les figures 1 à 4, on a représenté le référentiel terre XO, YO, ZO, les axes XO et YO correspondant à un plan horizontal et l'axe ZO correspondant à la direction verticale. On a également représenté le référentiel avion dont les axes X1, Y1, Z1 sont liés à la structure de l'avion. Selon l'invention, le cockpit de l'avion 10 comprend un dispositif indicateur d'attitude 30 qui donne une information relative à l'attitude de l'avion en plus de celle fournie par l'horizon artificiel 20. Comme illustré en détails sur la figure 2, ce dispositif indicateur d'attitude 30 comprend une tige 32 mobile reliée par une liaison 34 à un support 36 solidaire de la structure de l'avion. Ainsi, le support 36 est fixe par rapport au référentiel avion. La liaison 34 est configurée pour permettre à la tige 32 d'effectuer un premier mouvement de pivotement 38 selon l'axe longitudinal avion X1 et un second mouvement de pivotement 40 selon l'axe transversal avion Y1. Le dispositif indicateur d'attitude 30 comprend également au moins un actionneur qui contrôle les mouvements de pivotement 38, 40 de la tige 32. Selon un mode de réalisation, la tige 32 est rigide et rectiligne. Elle comprend une première extrémité 42 reliée via la liaison 34 au support 36 et une seconde extrémité 42'. Selon un mode de réalisation illustré sur la figure 2, la liaison 34 comprend : un premier axe de pivotement 44 parallèle à l'axe longitudinal avion X1 qui pivote sur lui-même par rapport à un support intermédiaire 46 et dont le mouvement de pivotement 38 est contrôlé par un premier actionneur 48, un second axe de pivotement 50 parallèle à l'axe transversal avion Y1 qui pivote sur lui-même par rapport au support 36 et dont le mouvement de pivotement 40 est contrôlé par un second actionneur 52, le support intermédiaire 46 étant solidaire du second axe de pivotement 50. Selon un mode de réalisation, le support 36 est une chape solidaire de la structure de l'avion. En variante, le support 36 est une partie de la structure de l'avion. Selon un mode de réalisation, les premier et second actionneurs 48 et 52 sont des motoréducteurs dont les sorties sont liées respectivement aux premier et second axes de pivotement 44 et 50. L'invention n'est pas limitée à ce type de liaison entre la tige 32 et le support 36, ni à ce type d'actionneurs 48 et 52. Le dispositif indicateur d'attitude 30 comprend également un système de pilotage du ou des actionneurs 48 et 52 en fonction d'informations provenant d'un second système de détection d'attitude de l'avion tel qu'une centrale inertielle et/ou un gyroscope par exemple, de manière à orienter la tige 32 selon une direction parallèle à l'axe ZO du référentiel terre. Ainsi, la tige 32 indique la direction verticale. Selon l'invention, le dispositif indicateur d'attitude 30 n'indique pas l'horizon comme l'horizon artificiel 20 mais la direction verticale ce qui permet de corroborer l'information fournie par l'horizon artificiel 20 et limite les risques de perte de confiance du pilote. Ce dispositif indicateur d'attitude constitue ainsi pour le pilote une référence de la direction verticale, qui est interprétée inconsciemment par le pilote comme constituant la vraie direction verticale. Ainsi, même si le pilote ne consulte pas consciemment ce dispositif indicateur d'attitude, le fait qu'il soit dans son champ de vision influe sur ses sensations d'équilibre et l'empêche de ressentir la direction verticale dans une autre direction que celle indiquée par le dispositif indicateur d'attitude. Selon un autre aspect, le fait de contrôler le mouvement de la tige 32 et de ne pas le laisser libre à la manière d'un pendule permet de ne pas altérer l'information relative à la direction verticale, en raison des forces d'inertie provenant des accélérations. De manière préférentielle, l'avion comprend un unique système de détection d'attitude de l'avion qui assure la fonction des premier et second systèmes de détection d'attitude de l'avion et permet de contrôler l'horizon artificiel 20 et la tige 32 du dispositif indicateur d'attitude 30. Sur la figure 3, on a représenté le cockpit d'avion 10 équipé d'un dispositif indicateur d'attitude 30 lorsque l'avion est orienté vers le nord, présente une assiette nulle mais présente un angle d'inclinaison, ou de roulis, non nul. Dans ce cas, l'axe Y1 transversal de l'avion forme avec un plan horizontal, et en l'occurrence avec l'axe YO du référentiel terre, un angle 0 appelé inclinaison (ou roulis). Dans cette situation, la tige 32 du dispositif indicateur d'attitude 30 est orientée parallèle à l'axe ZO du référentiel terre et indique la verticale. On note que la tige 32 est perpendiculaire à la ligne d'horizon réel 18. Sur la figure 4, on a représenté le cockpit d'avion 10 équipé d'un dispositif indicateur d'attitude 30 lorsque l'avion est orienté vers le nord, présente un angle d'inclinaison nul mais présente une assiette non nulle. Dans ce cas, l'axe X1 longitudinal de l'avion forme avec un plan horizontal, et en l'occurrence avec l'axe XO du référentiel terre, un angle 0 appelé assiette. Dans cette situation, la tige 32 du dispositif indicateur d'attitude 30 est orientée parallèle à l'axe ZO du référentiel terre et indique la verticale. Bien entendu, l'avion peut présenter des attitudes combinant des assiettes et des inclinaisons variées. Quelle que soit la combinaison de l'assiette et de l'inclinaison, la tige 32 du dispositif indicateur d'attitude 30 est orientée selon la direction verticale grâce au second système de détection d'attitude de l'avion, au système de pilotage, aux actionneurs 48 et 52 et à la liaison 34. De préférence, le dispositif indicateur d'attitude 30 comprend un mobile 54 solidaire de la seconde extrémité 42' de la tige 32. Les formes du mobile 54 sont choisies pour permettre de limiter les risques de perte de confiance du pilote. Avantageusement, le mobile 54 est une sphère. Le rapport entre le diamètre de la tige et les dimensions du mobile 54, plus particulièrement son diamètre lorsque le mobile 54 est une sphère, est déterminé de manière à ce que l'ensemble comprenant la tige 32 et le mobile 54 ressemble à un pendule et soit perçu par le ou les pilotes comme tel. Par pendule, on entend tout objet y ressemblant comme un fil à plomb ou tout autre fil lesté. Quels que soient la tige 32 et le mobile 54, ils sont configurés de manière à ressembler à un pendule. Ainsi, l'ensemble tige/mobile correspond à un artefact, à savoir un produit ayant subi une transformation (le contrôle de son mouvement) et qui ressemble à un autre objet (un pendule) dont le mouvement obéit à des forces naturelles, notamment la gravité, et indique de manière incontestable la direction verticale. Ainsi, les formes de la tige 32 et du mobile 54 contribuent à limiter les risques de perte de confiance du pilote. De préférence, le dispositif indicateur d'attitude 30 comprend un capotage dans lequel sont disposés la liaison 34, le ou les actionneurs 48, 52 et éventuellement le système de pilotage. Seuls la tige 32 et le mobile 54 sont disposés à l'extérieur du capotage. Avantageusement, comme illustré sur la figure 6, le capotage a des formes correspondant à celles d'une maquette d'avion 56 pour renforcer le caractère intuitif du dispositif indicateur d'attitude 30. Dans ce cas, la sphère 54 peut suggérer le globe terrestre. De préférence, le dispositif indicateur d'attitude 30 comprend au moins un élément lumineux avec une intensité lumineuse et/ou une couleur qui varie en fonction d'un signal, d'une alarme ou d'un paramètre de l'avion. Selon un mode de réalisation, l'intensité lumineuse et/ou la couleur changent lorsque l'assiette 0 et/ou de l'inclinaison 0 dépasse un seuil donné. A titre d'exemple, la tige 32 et/ou le mobile 54 comprend un élément lumineux qui est bleu lorsque l'assiette 0 et l'inclinaison 0 sont inférieures à un seuil donné et qui devient rouge lorsque l'assiette 0 ou l'inclinaison 0 dépasse le seuil donné. En variante, la couleur et/ou l'intensité varient graduellement en fonction de la valeur de l'assiette 0 et/ou de l'inclinaison 0. Selon un autre mode de réalisation, l'intensité lumineuse et/ou la couleur varient en fonction de la vitesse verticale de l'avion qui correspond à la composante de la vitesse de l'avion parallèle à l'axe ZO du référentiel terre. Selon un autre mode de réalisation, l'intensité lumineuse et/ou la couleur varient en fonction du déclenchement d'une alarme ou à la réception d'un signal donné. Selon un mode de réalisation illustré sur la figure 5, la tige 32' d'un dispositif indicateur d'attitude 30 est télescopique et un actionneur est prévu pour contrôler la longueur de la tige 32' télescopique en fonction d'un paramètre de l'avion autre que son attitude. Ainsi, la longueur de la tige 32' télescopique varie en fonction de la vitesse verticale de l'avion. A cet effet, l'actionneur pour contrôler la longueur de la tige 32' télescopique est piloté par un système de pilotage renseigné par au moins un capteur de mesure de la vitesse verticale de l'avion ou un calculateur. Dans le cockpit d'avion 10, le dispositif indicateur d'attitude 30 est positionné dans le champ de vision du pilote lorsque ce dernier est à son poste de pilotage 14 et regarde devant lui. Le champ de vision du pilote lorsqu'il regarde devant lui comprend un champ de vision central, délimité par un trait en pointillé 58, 58' pour chaque poste de pilotage 14, 14' sur la figure 1, et un champ de vision périphérique situé à l'extérieur du champ de vision central. Le champ de vision central forme un cône avec un angle de l'ordre de 600 et correspond à la zone de vision binoculaire. Généralement, l'horizon artificiel 20 est positionné dans le champ de vision central. Avantageusement, le dispositif indicateur d'attitude 30 est positionné dans une zone du cockpit située dans un champ de vision périphérique d'un pilote qui est installé dans un poste de pilotage et qui regarde devant lui. Cette implantation est privilégiée car elle permet une meilleure perception des mouvements et de l'orientation spatiale. Le pilote perçoit ainsi la direction indiquée par ce dispositif, même s'il ne le consulte pas consciemment. Par ailleurs, cette implantation évite de perturber la vision du pilote sur les instruments ou l'extérieur. Par conséquent, le fait de disposer le dispositif indicateur d'attitude 30 dans le champ de vision périphérique peut contribuer à limiter les risques de désorientation spatiale. REVENDICATIONS1. Dispositif indicateur d'attitude d'un avion, caractérisé en ce qu'il comprend : une tige (32) mobile, au moins un actionneur (48, 52) pour contrôler les mouvements de la tige (32), un système de pilotage du ou des actionneurs (48, 52) en fonction d'informations provenant d'un système de détection d'attitude de l'avion, de manière à orienter la tige (32) selon une direction verticale. 2. Dispositif indicateur d'attitude d'un avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que la tige (32) comprend une première extrémité (42) reliée par une liaison (34) à un support (36) solidaire de l'avion et une seconde extrémité (42') à laquelle est relié un mobile (54), ladite tige et ledit mobile étant configurés pour ressembler à un pendule. 3. Dispositif indicateur d'attitude d'un avion selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un élément lumineux avec une intensité lumineuse et/ou une couleur qui varie en fonction d'un signal, d'une alarme ou d'un paramètre de l'avion. 4. Dispositif indicateur d'attitude d'un avion selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'intensité lumineuse et/ou la couleur changent lorsque l'avion a une assiette et/ou une inclinaison qui dépassent un seuil donné. 5. Dispositif indicateur d'attitude d'un avion selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'intensité lumineuse et/ou la couleur varient en fonction de la vitesse verticale de l'avion. 6. Dispositif indicateur d'attitude d'un avion selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la tige (32) est télescopique et en ce que le dispositif indicateur d'attitude (30) comprend un actionneur pour contrôler la longueur de la tige (32') télescopique en fonction d'un paramètre de l'avion. 7. Dispositif indicateur d'attitude d'un avion selon la revendication 6, caractérisé en ce que la longueur de la tige (32') télescopique varie en fonction de la vitesse verticale de l'avion. 8. Dispositif indicateur d'attitude d'un avion selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend un capotage en forme d'une maquette d'avion (56). 9. Dispositif indicateur d'attitude d'un avion selon l'une des revendications 2 à 8, caractérisé en ce que la liaison (34) comprend : un premier axe de pivotement (44) parallèle à un axe longitudinal avion (X1) qui pivote sur lui-même par rapport à un support intermédiaire (46), un premier actionneur (48) qui contrôle le mouvement de pivotement (38) du premier axe de pivotement (44), un second axe de pivotement (50) parallèle à un axe transversal avion (Y1) qui pivote sur lui-même par rapport au support (36), un second actionneur (52) qui contrôle le mouvement de pivotement (40) du second axe de pivotement (50), le support intermédiaire (46) étant solidaire du second axe de pivotement (50). 10. Cockpit d'avion comprenant un dispositif indicateur d'attitude selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif indicateur d'attitude (30) est positionné dans une zone du cockpit située dans un champ de vision périphérique d'un pilote qui est installé dans un poste de pilotage et qui regarde devant lui.