FR 2060115 A1 19710611 FR 7030545 A 19700820 70 30545 i 2060115 lia présente invention concerne un système de représentation des informations, dans lequel une image optique des informations est projetée dans le champ de vision d'un utilisateur. De tels systèmes sont employés dans les engins aériens et sont dénommés 5 des "systèmes de représentation à vision directe". Dans les systèmes de ce type, on fait apparaître l'image optique à l'infini à trav'ers le pare-brise de sorte que le pilote peut regarder en même temps les environs et l'information sans avoir, à détourner les yeux vers le tableau de bord. 10 L'invention a pour but de permettre la réalisation d'un système de représentation optique des informations dyfcype précité Elle est matérialisée dans un système de représentation optique des informations destiné à être monté sur un engin aérien, comprenant une source d'informations éclairée comportant au moins 15 une représentation avec référence par rapport à l'horizon et destinée à être montée çu-dessous du pare-brise de l'engin aérien, comprenant également un miroir sphérique destiné à être monté à proximité du sommet ou au-dessus du pare-brise de façon que sa surface focale soit au niveau de la source, et un miroir semi-- 20 réfléchissant destiné à être monté en face du pare-brise dans le champ normal de vision du pilote ou d'un autre utilisateur et dans lé trajet des rayons lumineux réfléchis à partir du miroir sphérique sous un angle par rapport à l'axe optique joignant la source et le miroir sphérique tel qu'il réfléchisse les rayons 25 lumineux devant être vus par l'utilisateur, et un dispositif destiné à stabiliser l'image des Informations vue par l'utilisateur en tangage et en roulis, ce dispositif de stabilisation comprenait des organes permettant de régler la position de la source d'information. 30 Le dispositif permettant de régler la position de la source d'information peut comprendre des organes destinés à faire tourner cette source autour de l'axe optique de façon à stabiliser l'image en roulis. De préférence, la source d'information comprend un symbole 35 ou index de trajectoire d'atterrissage radio-guidé qui peut être réglé par l'utilisateur de façon à occuper des positions situées au-dessous de la position de l'horizon (par exemple de 2 à 4° au-dessous de l'horizon). De plus, on peut également prévoir un symbole ou index d'horizon se superposant à l'horizon terrestre 40 réel. L'appareil peut également comprendre des vecteurs de ligne 70 30545 2 2060115 de vol et (ou) des indicateurs de vitesse propre. la source d'informations peut comprendre un système d'éclai-rement du type, à fibres optiques. La description qui va suivre,, faite en regard des dessins 5 annexés, donnés à titre non limitatif, permettra de mieux comprendre l'invention, La fig* 1 est une représentation schématique d'un système optique permettant de représenter des informations selon l'invention» -10 Les fig. 2A, 2B et 2G montrent trois variantes des informations représentées par le système visible sur la fig. 1. Les fig. 3a, 3b, 3c sont des représentations schématiques sous forme de blocs de différents systèmes permettant d'obtenir l'image. 15 La fig. 4 est une représentation schématique d'un mode pré féré de réalisation de la source d'informations. Comme on peut le voir en se référant aux fig. 2, les informations devant être montrées au pilote sont essentiellement des in formations concernant la trajectoire d'atterrissage représentée 20 par une ligne de trajectoire d'atterrissage horizontal*. 11 qui est stabilisée longitudinalement ou en tangage et transversalemenfc ou en roulis. La ligne nominale est située à 3° au-dessous de Horizon terrestre réel E mais peut être réglée manuellement pour correspondre à d'autres angles. La longueur de la ligne symboli-25 que est telle qu'elle sous-tend un angle d'environ 4° au niveau de la position de l'oeil du pilote. Une ligne d'horizon symbolique 12 telle que celle visible sur la fig. 2B peut être ajoutée dans certaines applications ainsi qu'un vecteur de ligne de vol 13 visible sur la fig. 2C« Pour laisser suffisamment de place 30 pour le déplacement du vecteur 13 visible sur la fig. 20, la ligne d'horizon 12 et la trajectoire d'atterrissagé 11 sont raccourcies. Dans le cas d'un vol rectiligne et horizontal, le vecteur ligne de vol 13 est aligné avec la ligne d'horizon 12 comme 35 le montre la fig. 2C de façon à former une ligne horizontale non brisée. Lorsque l'engin aérien descend jusqu'à là trajectoire nominale dé 3°» vecteur de ligne de vol 13 est amené jusqu'à l'alignement avec la ligne de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé 11 de façon à former une ligne horizontale sensiblement 40 non brisée et normalement à 3° au-dessous de la ligne d'horizon BAD ORIGINAL 70 30545 3 2060115 12. La représentation ou l'image de l'information apparaît dans tin miroir mélangeur ou semi-réfléchissant 8 (fig. 1) placé dans le champ de vision du pilote de telle façon que ce dernier peut 5 regarder à travers ce miroir pour voir le monde réel. Les lignes d'informations 11, 12 et 1$ sont initialement formées dans une "boîte réticulaire 6 (fig. 1, 3 et 4). Cette boîte (comme le montre plus particulièrement la fig. 4) contient de préférence un système-à fibres optiques qui est conformé et 10 mis en position de façon à former des lignes lumineuses, dont le pilote voit les images formées à l'infini grâce au système optique décrit ci-après. Un faisceau de fibres optiques 40 a l'une de ses extrémités introduite dans une source lumineuse 41 contenant des lam-15 pes 42, de sorte que la lumière frappe les fibres et se déplace le long de celles-ci. Un filtre 43 peut être introduit dans le trajet dé la lumière de façon à réduire son intensité lorsqu'il fait nuit. L'autre extrémité du faisceau 40 est répartie ou disposée de façon à présenter une forme rectangulaire dans la 20 boîte 6 au voisinage d'un réticule 44 dans lequel sont ménagées des fentes correspondant à la ligne d'information 11 et aux lignes d'informations 12 et 13 lorsque ces dernières sont prévues. Le réticule peut comporter des pièces qui sont déplacées indépendamment pour former les lignes 11, 12 êt 13 de sorte 25 que ces dernières peuvent être ajustées indépendamment en tangage ou longituâinalement comme décrit ci-après. La boîte réticulaire 6 visible sur la fig. 1 est montée dans la cabine de pilotage de 1'engin aérien et à 1'intérieur d'un écran de protection contre 1 *éblouissement 9 de sorte qu'el-30 le n'est pas directement visible pour l'oeil Z du pilote. Un orifice (non représenté) ménagé dans cet écran protecteur contre 1'éblouissement permet à la lumière provenant des lignes éclairées de se déplacer vers le haut le long du trajet optique W-ï de façon à traverser le miroir semi-réfléchissant 8 et à frapper un 35 miroir de visée sphérique 7 dont la surface focale coïncide avec le plan des lignes lumineuses de la boîte réticulaire 6. Le miroir de visée est placé à proximité de la base ou du support supérieur du pare-brise 10 (Fig. 1). Ce miroir mesure environ 25 2 cm et sa distance focale est d'environ 60 cm dans l'exemple dé-40 crit ici. La surface concave est revêtue d'une couche d'aluminium 70 30545 4 2060115 déposée sous vide et protégée à l'aide d'une couche de monosyde de silicium. Comme le montre la fig. 1, le miroir est articulé au niveau de son extrémité antérieure et peut être rabattu dans une position de repos représentée en traits interrompus lorsqu'il 5 n'est pas utilisé. les rayons lumineux sont réfléchis et rendus rectilignes par le miroir 7 et ils frappent à nouveau le miroir semi-réflé-chissant 8. Ce dernier est monté, par rapport au rayons lumineux sous un angle tel qu'il les réfléchit le long d'un trajet optique 10 Ï-Z de façon qu'ils puissent être vus par l'oeil Z du pilote. Par conséquent, le pilote voit une image virtuelle des lignes lumineuses à l'infini, le miroir semi-réfléchissant 8 est revêtu sur l'une de ses faces d'une couche de bioxyde deHAtane neutre ayant un pouvoir de transmission de 75 % et un pouvoir réfléchis-15 sant de 25 % et son autre face est rendue non réfléchissante pour éviter les réflexions parasites. Du fait qu'il présente un pouvoir de transmission relativement élevé, le pilote peut regarder à travers ce miroir pour voir.le monde réel à travers le.pare-brise, les images virtuelles formées optiquement apparaissant 20 par superposition dans son champ de vision. Pour stabiliser le dispositif de représentation des informations transversalement ou en roulis, la boîte réticulaire 6 est montée de façon à pouvoir tourner dans son ensemble autour de l'axe optique W-X qui passe par le centre de courbure du miroir 25 de visée 7« On prévoit des dispositions permettant de compenser des angles de roulis, présentant une amplitude normale pour l'engin aérien dans lequel le système est monté. Pour stabiliser le dispositif de représentation des informations dans son mouvement longitudinal, ou de tangage et selon un mode de réalisation par-30 ticulier, le miroir semi-réfléchissant 8 est monté sur des tourillons (non représentés) associés à un axe de tangage et est commandé par un servomécanisme destiné à répondre à toute modification de l'attitude de tangage de l'engin aérien en maintenant la ligne 11 sur la position sélectionnée au-dessous de l'hori-35 zon et en maintenant la ligne 12 lorsqu'elle est représentée de façon qu'elle recouvre l'horizon réel. Si l'on se réfère maintenant à la fig. 3c, celle-ci représente Un système de commande associé au dispositif visible.sur, les fig. 1 et 2C et destiné à établir la position du miroir semi-40 réfléchissant et du système réticulaire. Des signaux représentant 70 30545 5 2060115 les attitudes de tangage et de roulis de l'engin aérien sont fournis par des capteurs 30 et 31 (fig. 3c) faisant partiè d'une plate-forme à inertie 311 montée sur cet engin aérien. Si 1 * engin aérien ne possède pas de plate-forme inertielle, ces signaux 5 peuvent être obtenus par l'intermédiaire de gyroscopes verticaux et horizontaux présentant la précision nécessaire. •le signal d'attitude de tangage est appliqué à un dispositif stabilisateur d'attitude de tangage 32. qui comprend un servomoteur commandant l.1 angle de tangage ou d'inclinaison lon-10 gitudinale du miroir 8. le signal provenant du capteur d'attitude de roulis est appliqué à un stabilisateur de roulis 33 qui comprend un servomoteur commandant l'angle d'inclinaison de la boîte réticulaire 6 autour de l'axe W-Z. la ligne éclairéë dans la boîte réticulaire 6, qui forme 15 la ligne courte 13» est prévue de façon ^correspondre au mouvement par rapport à l'horizon èt à la ligne de trajectoire d'atterrissage iadio-guidé qui est réglable. Dans les derniers 0,25° du mouvement dans les deux directions, la ligne du vecteur correspondant à la ligne de vol change de couleur pour passer au rouge 20 et indiquer que le vecteur a atteint sa butée et n'offre plus aucune certitude. Un signal représentant l'angle de la ligne de vol (ligne 13) par rapport à l'horizon est calculé par un dispositif 36 en soustrayant 1'angle d'attitude de tangage fourni par le capteur 25 30 d'un angle correspondant à un signal d'angle d'attaque fourni par un capteur 35» Un servomoteur (non représenté) commandant le chariot associé à la partie réticulaire formant le symbole vectoriel de la ligne de vol est actionné par ce signal. le pilote commande le fonctionnement du système par l'inter-30 médiaire d'un dispositif de commande 37» Ce dernier comporte un organe de commande agissant sur une boîte de commande de contraste automatique 38 qui règle le niveau de la luminosité des lignes éclairées pour leur donner.taie valeur décidée par le pilote, la boîte de commande 38 maintient ensuite le contraste à ce ni-35 veau, le dispositif de commande peut également comporter un commutateur jour-nuit, des organes de contrôle et un organe de commande de sélection de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé à auto-verrouillage ou auto-calage. Des commutateurs automatiques (non représentés) agissant sur le miroir de visée sphérique 7 40 et sur le miroir semi-réfléchissant 8 combinent leurs actions 70 30545 6 2060115 pour empêcher l'excitation du système à moins que ces deux miroirs n'occupent leur position de fonctionnement• Une variante de ce mode de réalisation est représentée sur la fig. 3b et ne comporte pas de système à vecteur de ligne de 5 vol. L'image représentant l'information, telle que décrite, est relativement étroite dans le sens latéral, du fait qu'elle ne sous-tend qu'un angle d'environ 4° au niveau de l'oeil du pilote dans un plan approximativement horizontal. On ne prévoit aucune 10 correction pour les vents latéraux de sorte qu'il peut se produire des cas où. l'engin aérien se déplace "en crabe", selon une direction tellement décalée par rapport à sa route ou direction théorique que l'image de l'information ne se superpose pas à la zone vers laquelle l'engin se déplace, par exemple une piste 15 d'atterrissage. Pour éviter cet inconvénient, on a déjà tenté d'élargir l'image de façon qu'elle .offre un angle de vision plus large au pilote, mais ces essais ont soulevé des difficultés dues à l'encombrement de l'équipement nécessaire. Des essais, effectués avec le système à angle étroit décritici, ont montré que les pi-20 lotes sont capables d1extrapoler mentalement les lignes d'informations dans la zone nécessaire avec une aisance raisonnable et que cette opération ne conduit pas à des erreurs inacceptables. Alors que de nombreuses cabines de pilotage sont trop encombrées d'instruments pour qu'aucun autre puisse y être ajouté, 25 les trois parties du système optique décrit ci-avant ont des dimensions suffisamment faibles pour y être installées. En effectuant un choix convenable de la longueur focale du miroir sphérique 7> le systemè peut être facilement adapté à différentes dimensions de cabine de pilotage. 30 Les symboles d'informations peuvent être colorés de façon à pouvoir être distingués les uns par rapport aux autres ou par rapport à l'arrière-plan terrestre réel en introduisant des filtres colorés dans le trajet optique. Selon d'autres modes de réalisation, le vecteur correspon-35 dant à la ligne de vol 13 peut être un symbole correspondant au directeur de vol. Quel que soit le cas, on peut associer à ce symbole des fonctions de dérivation ou d'intégration par rapport au temps qui correspondent à la variable appliquée. Le petit angle de vision (4°) du mode de réalisation décrit 40 ici est également conçu pour des cabines de pilotage particuliè- 70 30545 7 2060115 renient encombrées ou étroites. Cependant, lorsque les dimensions de la cabine le permettent, on peut utiliser un angle de vision plus important. Selon d'autres modes de réalisation, le miroir semi-réflé-5 chissant est fixé sur le miroir sphérique de façon à constituer un seul bloc qui peut être enlevé dans son ensemble lorsqu'il n'est.pas en service. Dans ce cas, le miroir semi-réfléchissant est monté de façon amovible sur un étrier constituant un emplacement de support donnant la Certitude que,lors de son remplacement 10 ou de sa remise en place, le miroir prend une position optique correcte. lorsque la noiîon d'encombrement n'est pas essentielle, un autre mode de réalisation de l'invention (fig. 3a) permet de fixer la position du miroir semi-réfléchissant 8 (c'est-à-dire 15 qu'il n'est pas inclinable pour permettre son réglage par rapport aux mouvements de tangage), la stabilisation en tangage est alors obtenue en faisant subir simultanément aux éléments optiques é-clairés, qui forment les lignes 11,12 et 13, un déplacement qui dépend de l'angle de tangage, le servomoteur qui, dans le monta-20 ge- précédemment décrit en se référant aux fig. 3b et 3c, commande l'inclinaison du miroir semi-réfléchissant 8, est par conséquent remplacé par un autre dispositif pouvant communiquer un mouvement linéaire dans les deux sens aux lignes éclairées qui sont associées à des chariots pobiles, par exemple grâce à des 25 glissières permettant ce mouvement. l'information représentée est indépendante des sources d'informations ou d'énergie extérieures à 1 'engin aérien et peut, par conséquent, être utilisée pour l'atterrissage sur des aérodromes totalement dépourvus d'infrastructure de précision. En pratique, on a trouvé que la ligne de la pente d'atterrissage 11 0 constitue le symbole le plus important, situé normalement à 3° au-dessous de l'horizon* Pendant un vol rectiligne et horizontal, le pilote peut également utiliser d'autres instruments, mais lorsqu'il approche d'un terrain d'atterrissage, la ligne 11 correspondant à la pente de la trajectoire d'atterrissage est alignée avec le point correspondant au point d'impact des roues sur la piste et y est maintenue, indiquant ainsi que l'engin aérien est 35 sur la bonne trajectoire. Par conséquent, selon la forme standard de l'image simplifiée, la ligne 11 correspondant à la pente de la trajectoirë d'atterrissage radio-guidé est la seule utilisée. Pour des aérodromes sur lesquels des trajectoires d'atterrissage autres que la -trajectoire à 3° sont nécessaires, le pilote sélectionne la pente requise entre 2 et 4°, et la ligne correspondant à la pente de la trajectoire est alors automatiquement 40 calée S8Fm88iïÉ8lrê§8ûs peuvent être apportées aux modes de réalisation décrits, dans le domaine des équivalences techniques sans ^âarberdelSnvenfcîm 70 30545 8 2060115 REVENDICATIONS 1. Système de représentation optique des informations destiné à être monté sur un engin aérien, du type comprenant une source d'informations éclairée comportant un index représentant 5 une position avec référence par rapport à l'horizon, caractérisé en ce que ce système comprend un miroir sphérique destiné à être monté à proximité du sommet du pare-brise de l'engin aérien,de façon que sa surface focale soit au niveau de la source, un miroir semi-réfléchissant destiné à être monté en face du pare-10 brise dans le champ normal de vision du pilote ou d'un autre utilisateur et dans le trajet des rayons lumineux réfléchis à partir de ce miroir sphérique sous un angle par rapport à l'axe optique joignant la source et le miroir sphérique tel qu'il réfléchisse les rayons lumineux devant être vus par l'utilisateur, et 15 toi dispositif destiné à stabiliser l'image des informations vue par l'utilisateur en tangage et en roulis, ce dispositif de stabilisation comprenant des organes permettant de régler la position de la source. 2. Système optique suivant la revendication 1, caractérisé 20 en ce que les organes de stabilisation permettant de régler la position de la source fonctionnent en faisant tourner cette source autour de l'axe optique en réponse à un mouvement de roulis de l'engin aérien de façon à stabiliser l'image en roulis. 3. Système optique suivant la revendication 1 ou 2, carac-25 térisé en ce que la source d'informations comprend un système à fibres optiques éclairées. 4. Système optique suivant l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le miroir semi-réfléchissant et le miroir sphérique peuvent être déplacés chacun entre une 30 position de repos et une position de fonctionnement, des organes étant destinés à empêcher l'excitation du système jusqu'à ce que les deux miroirs occupent leur position de fonctionnement. 5® Système optique suivant l'une quelconque des revendications 1 à caractérisé en ce que le miroir-semi-réfléchissant 35 est réglable autour d'un axe de tangage de façon à stabiliser l'image ©n tangage. 6. Système optique suivant l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la source d'informations ou une partie de celle-ci est réglable linéairement selon une direction généralement longitudinale par rapport à l'engin aérien,de façon à stabiliser l'image en tangage. 40