FR 2001181 A1 19690926 FR 6901684 A 19690128 69 01684 i 2001 1 à 1 Avec l'augmentation du poids, de la vitesse et de l'altitude de -croisière des avions commerciaux, la turbulence en ciel clair est devenue un problème grave. Cette turbulence n'est signalée par aucune caractéristique visuelle à la différence des 5 perturbations atmosphériques telles que les orages et autres phénomènes similaires qui sont visibles à distance par leurs nuages. De plus, la turbulence en ciel clair est fréquemment localisée et son caractère aléatoire échappe aux prévisions météorologiques. La rencontre à 1'improviste d'une telle turbulence a provoqué des 10 blessures graves parmi les passagers dont les ceintures n'étaient pas attachées et même dans certains cas la destruction totale de l'appareil. On voit donc qu'il est nécessaire de disposer à bord des avions commerciaux un système de détection de la turbulence en ciel clair fournissant une indication suffisamment à l'avance 15 pour permettre au pilote de changer d'altitude ou de réduire la vitesse éfc de faire attacher les ceintures des passagers. Les variations de la température atmosphérique^ constituent le phénomène physique le plus adéquat pour la détection à distance de la turbulence. La turbulence en ciel clair est associée à des 20 variations brusques de l'ordre de 2 à 5°C de la température ambiante. Ainsi, en surveillant continuellement le profil de température de l'air sur une distance de 30 à 60 km ou plus en avant de l'avion, il est possible de détecter à temps les régions de turbulence en ciel clair. La présente invention est basée sur la 25 détection à distance des discontinuités de la température atmosphérique. Le dispositif de la présente invention comprend un radio-mètre constitué par un détecteur d'infrarouges qui détecte à distance les radiations thermiques éMses par les gaz de l'atmos-30 phère. Le détecteur d'infrarouges reçoit alternativement au moins deux longueurs d'onde différentes de radiations émises par l'atmosphère, dont l'une est centrée sur la bande du gaz carbonique à 15/U pour fournir la température à proximité de l'avion, / - - m t alors que l'autre longueur d'onde correspond, à des radiations 35 beaucoup plus éloignées de l'avion et un signal différentiel représente lés discontinuités thermiques à distances. Le radio-mètre comprend un dispositif optique dans lequel un miroir mobile dirige sur le détecteur les radiations qui traversent 69 01684 2 2001181 horizontalement l'atmosphère. Un système permet de stabiliser la ligne de visée horizontale en stabilisant en tangage le miroir du système optique et un circuit indique le signal différentiel sous forme d'un signal d'alarme lorsqu'il dépas-5 se un seuil prédéterminé. Le radiomètre peut également fonctionner en mode de recherche vertical à la réception d'un signal d'alarme. D'autres objets et avantages de l'invention seront mieux compris à l'aide de la description détaillée qui va suivre et 10 des dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est un graphique des courbes de transmission en fonction de la distance à 9000 mètres d'altitude pour différentes longueurs d'ondes, - la figure 2 est un graphique du pouvoir émissif en !5 fonction de la distance pour deux longueurs d'odes marginales de la bande d'absorption du gaz carbonique sur 15 yU, - la figure 3 est un graphique de température indiquant la distance d'une discontinuité de température atmosphérique, - la figure 4 est un graphique des signaux en fonction 20 de la distance à la discontinuité de température indiquant le type de signal mesuré par l'instrument de la présente invention, - la figure 5 est un schéma synoptique du détecteur de turbulence en ciel clair de la présente invention, - la figure 6 est une vue de face d'un modèle de filtre 25 de radiation utilisable dans le dispositif de la figure 5, - la figure 7 est une courbe indiquant la différence de température horizontale en fonction de l'angle vertical illustrant le mode de recherche verticale du détecteur de la présente invention. 30 Avant la description illustrative du détecteur de turbulence en ciel clair de la présente invention, il est nécessaire d'examiner brièvement le procédé de détermination des discontinuités thermiques dans l'atmosphère en fonction de l'intensité des radiations thermiques émises par les gaz. Toute 35 matière émet des radiatiors infrarouges selon la loi de radiation de Stefan-Bolzman. Le pouvoir émissif d'un corps noir idéal est unitaire et les radiations reçues par un détecteur ne dépendent que de la température qui peut être facilement 69 01684 3 2001181 déterminée. L'une des premières difficultés rencontrées est que les matières réelles ont des pouvoirs émissifs inférieurs à l'unité et que ces pouvoirs émissifs sont liés aux spectres de radiation. Les gaz ont ceci de particulier que leurs pouvoirs 5 émissifs sont généralement très faibles sauf dans certaines régions spectrales appelées "bandes d'absorption". Dans ces bandes absorption spectrale, une épaisseur suffisante de gaz se comporte exactement comme un corps noir idéal à la même température que le gaz, ce qui permet de déterminer la tempé-10 rature de gaz par des mesures radiométriques de l'énergie infrarouge émise dans certaines bandes spectrales. L'émission thermique des objets aux températures généralement rencontrées dans l'atmosphère se situe dans l'infrarouge, principalement entre 5 et 20yu. Par hasard, la bande d'absorption du gaz carbonique !5 est centrée sur 15^u et coïncide avec la région spectrale d'émission maximale des corps noirs aux températures atmosphériques. Le gaz carbonique est uniformément réparti dans 1 Isfcmosphère à la même température que l'air auquel il est mélangé. Ces radiations thermiques émises dans une région spectrale étroite 20 centrées sur environ 15yu permettent ainsi une mesure de la température atmosphérique. L'instrument de la présente invention utilise cette région spectrale pour déterminer la tempéra tiire proche de l'avion. Une variation d'absorption importante peut être obtenue en analysant spectralement la partie de la 25 bande d'absorption du gaz carbonique située entre 12yu, valeur à laquelle l'atmosphère est pratiquement transparente, et 15yu, valeur à laquelle l'atmosphère devient opaque en quelques centaines de mètres. Il est ainsi possible de mesurer la température atmosphérique à des profondeurs ou distances 30 variables, en choisissant judicieusement les longueurs d'ondes spectrales de manière à déterminer la position des discontinuités des températures en fonction de la distance ou de la longueur d'ondes. La figure 1 illustre les valeurs de pénétration atmos-35 phérique des radiations de différentes longueurs d'onde à une altitude de 9000 mètres. On constate que pour une longueur d'onde allant de 15yu à 12s,8/a., 1?-, pénétration ou longueur de parcours dans 15~A-;- La 69 01684 4 2001181 présente invention met à profit et se fait pour comparer la température de l'air situé à distance à la température de l'air à proximité de l'avion. La mesure de la température à proximité de l'avion est donnée par l'énergie centrée sur le bande du gaz 5 carbonique à 15yu. Pour la mesure à distance, on voit sur la figure 1 que pour une pénétration d'environ 60 km, il faut utiliser une longueur d'onde spectrale de l'ordre de 13,4yu. Pour obtenir une valeur maximale de la radiation émise par un gaz à une température donnée (émission de corps noir), la 1° profondeur de ce gaz doit être Suffisante pour produire une absorption complète ou transmission nulle. Pour les longueurs d'ondes correspondant à une forte absorption, cette profondeur peut être relativement courte, alors que pour les longueurs d'onde correspondant à une absorption plus faible, cette pro-!5 fondeur est beaucoup plus importante.En eonséquence, le coefficient d'absorption est élevé au centre de la bande et tombe rapidement de part et d'autre. Cette relation est représentée graphiquement à la figure 2 pour deux longueurs d'ondes voisines du bord de la borne d'absorption du gaz carbonique à 15^u. La 20 première, correspond, à une forte absorption et l'autre, à une faible absorption. Pour le pouvoir émissif atteint 0,9 à 1 km alors que pour Ag, il n'est que de 0,1. Ceci signifie qu'une colonne d'air à température constante longue de 1 km rayonne 9 fois plus à A^ qu'à Ag, pour une colonne d'air de 25 longueur infinie le pouvoir émissif est unitaire pour les deux longueurs d'ondes et des signaux égaux sont obtenus, à ceci près que 90# du signal est fourni par le premier km d'air à A1 alors que 90# du signal à Ag provient de l'air au-delà du premier km. Si la température atmosphérique est constante le 30 long de la ligne de visée. Des signaux égaux sont obtenus pour les deux longueurs d'onde. Cependant, en supposant que comme à la figure 3 il existe à distance une zone de température élevée, les longueurs correspondant à un pouvoir émissif de 0,9 se modifient de la manière indiquée. La région à température 35 élevée est tout d'abord détectée sur la longueur d'onde Àg* car la plus grande partie de ce signal vient de l'air éloigné. Le signal reçu à Xg est plus important que le signal reçu à A-^ et la différence augmente lorsque l'on approche de la région 69 01684 5 2001181 à haute température. La figure 4 donne la valeur des signaux radio-métriques aux deux longueurs d'ondes et leurs différences en fonction de la distance à la discontinuité de température. Cette différence constitue le principe de base de la présente invention. 5 L'instrument produit directement un signal différentiel entre les deux longueurs d'onde et ce signal est tracé sur la figure 4. La figure 5 illustre sohématiquement un détecteur radiomé-trique de turbulence en ciel claifr mettant à profit le principe et le procédé de la présente invention. Le système optique 10 illustré comprend un miroir de déviation renvoyant l'image de la zone située en avant de l'avion sur un bblomètre à thermistance immergée 16. Le système optique comprend une fenêtre à infrarouges -10, un miroir plein pivotant 12 généralement réglé à 45* par rapport à l'horizontale, un objectif 14 et le détecteur immergé 16. Les élé 15 ments optiques du système doivent laisser passer les longueurs d'onde infrarouges à mesurer par le bolomètre à thermistance 16. Le système optique illustré s'adapte dans un petit béîtier cylindrique qui dépasse à l'extérieur du fuselage de l'avion. De nombreux avions oommeroiaux sont équipés d'une telle ouverture 20 de sextant dans laquelle peut s'adapter le présent système optique. Cependant, dans certains cas où le système optique coudé n'est pas nécessaire, il est possible d'adopter un système optique du type CTassegrain dont le miroir primaire est pivotant. 25 Un découpeur 20 entraîné par un moteur 30 est inter posé entre l'objectif 14 et le bolomètre 16. Le découpeur 20 sert à appliquer alternativement des radiations à deux fréquences différentes au bolomètre 16. Dans la forme illustré en détail à la figure 6, le filtre est une roue à quatre segments comprenant 30 des paires filtrantes 22 et 24 laissant passer des radiations centrées respectivement sur 13,^yu et 15yu„ Pour obtenir une énergie suffisante, il faut utiliser une largeur de bande maximale, mais les radiations étant comparées dans deux intervalles spectraux les niveaux de radiations doivent être équilibrés pour éliminer les 35 décalages initiaux. La largeur de bande doit être donc approximativement égale dans les deux intervalles spectraux. De plus, les intervalles spectraux ne doivent pas se chauvaucher. Comme on l'a vu dans le cas de la figure 1, le filtre laissant passer les radia- 60 0169* 6 2001181 tlons proches doit etre centré sur 15 /u et ne doit pas laisser passer de radiations inférieures à 14,5 car, lorsque la bande est trop large, la température prochè est mesurée avec une pénétration excessive. Une largeur de bande de 1 yu pour les deux 5 filtres semble un compromis raisonnable. Le découpeur 20 illustré comprend également des bandes magnétiques radiales 26 grâce auxquelles un générateur de signal de référence 28 fournit une référence au circuit de traitement électronique 32. Bien que les filtres 22 et 24 soient Incorporés dans le découpeur 20, 11 va de 10 sol que des filtres séparés peuvent être montés devant le détecteur, la lame de découpage appliquant l'énergie du champ de vision alternativement aux deux filtres fixes. La forme illustrée est cependant préférable du point de vue simplicité. Les signaux produits par le détecteur d'Infrarouges 16 15 sont appliqués au circuit de traitement 32 en mime temps que les signaux de référence du générateur 28. Les circuits de traitement 32 ont pour but d'amplifier et de démoduler de manière synchrone les signaux du détecteur 16 pour appliquer un signal radlométrlque de sortie à un Instrument de mesure 3^ et un circuit d'alarme 36. 20 Les circuits électroniques 32 sont classiques et peuvent par.exemple être un thermomètre à radiation de précision PRT-5 fabriqué par la Compagnie Barnes Engineering. L'instrument de mesure 3^ est à zéro central et sa déviation est proportionnelle à la différence de radiation Indiquant les différences de température dans * 25 les deux régions spectrales appliquées au détecteur d'infrarouges 16. L'instrument de mesure indique non seulement la valeur de la différence de température, mais également si la température éloignée est plus élevée ou plus basse que la température proche. Le dispositif d'alarme 36 peut comprendre un voyant ou une série 30 de voyants qui s'allume en fonction de la valeur de la différence de température pour fournir une Indication visuelle de la présence de turbulence devant l'avion. Les voyants peuvent s'éclairer progressivement au fur et à mesure que le signal croît en Intensité pour indiquer l'importance de la turbulence. 35 La détection classique de la turbulence en ciel clair par les radiations infrarouges se heurte au problème de la variation de la température ambiante. L'appareil de la présente Invention élimine ce problème en ne détectant qu'un signal différentiel 69 01684 7 2001181 entre la température à distance et à proximité de l'avion, de sorte que chaque signal est affecté de manière égale par les différences de températures ambiantes, la transmission de la fenêtre, les variations des paramètres électriques etc. De telles variations 5 affectant également chaque signal n'ont aucun effet aur le signal différentiel de sortie. Les mouvements de tangage de l'avion sont un autre problème grave. Le tangage de l'avion provoque un écart entre la ligne de visée et l'horizontale, de sorte que le gradient de 10 décroissance normal de la température atmosphérique fait que l'instrument détectt àtdlèfcânce de l'air plus chaud si l'avion est en piqué ou de l'air plus froid si l'avion est cabré. Il ne s'agit pas dans ce cas d'une erreur instrumentale car la différence de température est tout à fait réelle mais ce phénomène est la 15 cause de nombreux signaux parasites rendant difficile l'établissement du critère d'alarme. Ce problème est résolu dams la présente invention en stabilisant en tangage le miroir éscillant 12 pour maintenir horizontale la ligne en vision de l'instrument. Le miroir de renvoi 12 comprend un servo-mécanisme miniature de 20 position qui sert à stabiliser en tangage la ligne de vision optique sur l'horizontale indépendamment des mouvements de tangage de l'avion. Les signaux de référence en tangage sont prôduftStà partir d'un gyroscope vertical 46 généralement disponible dans un avion. Il est cependant possible d'équiper 25 l'appareil de l'invention d'un gyroscope de référence verticale et d'une plate forme stabilisée dans le cas où de tels signaux ne seraient pas disponibles ou appropriés au servo-mécanisme de stabilisation. Les signaux de référence du gyroscope vertical 46 sont appliqués à un synchro-transmetteur 44 qui est relié 30 au miroir 12. Les signaux d'erreurs du synchro-transmetteur 44 dont appliqués à un amplificateur 40 et à un sa1 vo-moteur avec tachymètre 42 qui déplace le miroir de la valeur voulue pour corriger le tangage de l'avion. En fonctionnement, le détecteur de turbulence en ciel .35 clair est utilisé principalement en vol horizontal aux altitudes de croisière. Le champ de vision est dirigé vers l'avant et l'appareil est stabilisé ea tangag© par "c> tyrcsoope vertical de l'avion, 3n air* ealr:îs;; "> - - -- v sortie 69 01684 8 2001181 quement nul, mais à l'apparition d'une discontinuité de température, le signal de sortie du radiomètre augmente jusqu'à un seuil prédéterminé correspondant au déclenchement du signal d'alarme 36. Comme on l'a vu précédemment, des informations plus 5 détaillées peuvent être obtenues en utilisant une série de voyants qui s'allument successivement en fonction de l'intensité du signa^ Pour un avion volant à 900 km/h, un premier signal d'avertissement de turbulence en ciel clair à 60 km correspond à un délai de 4 minutes. A l'apparition du signal d'alarme, le 10 pilote peut ordonner aux passagers d'accrocher leur ceinture et continue à observer le signal de sortie du radiomètre. Si le signal croît rapidement, le pilote diminue la vitesse de l'avion à la valeur optimale par temps agité ou demande au sol l'autorisation de changer d'altitude. . 15 Les zones de turbulence en ciel clair s'étendent hori zontalement sur des distances de 80 km ou plus mais sont souvent lo calisées verticalement dans des couches dont l'épaisseur est de l'ordre de 300 mètres. Ainsi, pour une portée de détection de 50 à 60 km, il est généralement impossible de déterminer l'ex-20 tension horizontale de la zone de turbulence et de la contourner. Etant donnée la localisation verticale du phénomène, il est beaucoup plus rapide de changer d'altitude de sorte qu'il est souhaitable que l'appareil de l'invention puisse être mis en mode de recherche verticale à la réception d'un signal d'alarme. 25 Ceci est obtenu de manière simple en déplaçant le miroir de stabilisation en tangage 12 de manière à faire osciller verticalement le champ de vision du radiomètre de plus ou moins 10°. Lorsque le signal d'alarme 56 est déclenché, un générateur de dents de scie 58 superpose une forme d'ondes en dents de scie 30 d'environ 5 secondes au signal de tangage reçu par le servomécanisme 40. Ces signaux provoquent un balayage vertical du miroir 12. L'aspect du tracé graphique en mode de recherche vertical est illustré à la figure 7, dont l'abeisse est la sortie 35 du radiomètre A T et dont l'ordonnée est l'angle de vision vertical 9. Le centre du graphique correspond à l'altitude de l'avion et à un signal nul de radiomètre. Le balayage illustré est de plus ou moins 3% ce qui à 50 km correspond à environ plus ou moins 2500 mètres, En l'absence de turbulence, 69 01684 9 2001181 la sortie du détecteur indique une décroissance de température relativement régulière en fonction de l'altitude qui est due au gradient atmosphérique. Une région turbulente provoque l'apparition d'une bosse ou irrégularité dans cette courbe régulière. 5 Bien que l'on ne dispose que de l'angle de visée et non pas de l'altitude, la position angulaire zéro indique .l'altitude de. l'avion. La courbe indique donc s'il est préférable de monter ou de descendre et, qualitativement, l'amplitude de la modification d'altitude nécessaire. Lorsque l'avion atteint la: nouvelle 10 altitude, une vérification indique si la couche turbulente a été évitée. La présente invention, dans sa forme illustrée, utilise deux longueurs d'onde pour obtenir un profil de température de la zone turbulente en indiquant la distance à laquelle se 15 trouve la discontinuité. Ce procédé est le plus simple et permet la solution la-aolns coûteuse. Cependant, il va de sol que l'instrument peut être modifié pour travailler sur plusieurs longueurs d'ondé avec un nombre correspondant de filtres et balayer spectralement la partie de la bande d'absorption 20 pour obtenir un ptftfil de température plus complet le long de la ligne de visée. 69 01684 10 2001181 R_E_V_E_N_D_I__C_A_T_I_0_N_S 1°- Radiomètre aérariautLque pour la détection de la turbulencè en ciel clair par la mesure à distance de la tempé-5 rature atmosphérique, caractérisé en eéuqu'il comprend : a) un détecteur d'infrarouges, b) un découpeur de radiation placé devant ledit détecteur,' c) un filtre placé devant ledit détecteur et constitué par au moins deux milieux filtrants différents laissant passer 10 deux longueurs d'ondes infrarouges différentes dans la bande large du gaz carbonique centrée sur 15yu, l'une étant au centre de ladite bande dans une région de forte absorption et l'autre dans les parties Marginales de ladite bande correspondant à une absorption relativement réduite, vers ledit détecteur qui produit 15 des signaux fonction de l'intensité de la radiation reçue, d) un dispositif optique à miroir mobile dirigeant une radiation se propageant dans l'atmosphère selon une ligne de visée horizontale irers ledit détecteur après avoir traversé le filtre, 20 e) un dispositif de stabilisation en tangage couplé au miroir mobile de manière à stabiliser la ligne de visée horizontale au détecteur d'infrarouges, et f) un dispositif connecté audit détecteur de manière à indiquer la valeur de la différence desdits signaux. 25 2°- Radiomètre selon la revendication 1 caractérisé en ce que le filtre est incorporé au découpeur de radiation. 3"- Radiomètre selon la revendication 2 caractérisé en ce que le filtre comprend un disque à quatre segments filtrants arrangés en deux paires appliquant alternativement au détecteur 30 des radiations infrarouges de longueur dWte différentes. 4°- Radiomètre selon la revendication 1 caractérisé en ce que le détecteur d'infrarouges est du type à thermistance immergée. 5°= Radiomètre selon la revendication 1 caractérisé en 35 ce que le dispositif de stabilisation en tangage comprend : a) un synchro-transmetteur d'angle entraîné par le miroir mobile, b) un dispositif fournissant un signal de référai ce verticale audit synchro=transme 11eur d'angle, 69 01684 îi 2001181 c) un servo-amplificateur, d) un circuit appliquant les signaux du synchro-transmetteur au servo-amplificateur, e) un servor*oteur tachymé trique entraînant le miroir 5 mobile et, f) un circuit reliant le servo-amplificateur audit servo-moteur. 6°- Radiomètre selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif d'alarme commandé par le détecteur 10 lorsque le signal différentiel de sortie dépasse un seuil prédéterminé, 7°- Radiomètre selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif d'entraînement du miroir mobile en mode de recherche verticale.