FR 2128387 A1 19721020 FR 7206734 A 19720228 72 06734 1 2128387 Le pilotage manuel de certains aéronefs instables exige beaucoup d'expérience et d'adresse de la part du pilote. Par exemple, les hélicoptères sont très sensibles aussi bien en tangage qu'en roulis à toute action supérieure aux besoins exercée par le 5 pilote sur les commandes de pilotage, ce qui peut entraîner des conditions de vol instables si le pilote ne fait pas très attention et ne dispose pas d'une référence visuelle fixe reliée au monde extérieur, Sur les avions présentant de bonnes caractéristiques d'auto-stabilité, on peut utiliser une partie d'une commande de 10 pilotage pour fournir au pilote des indications quant à l'assiette à venir de son aéronef (voir par exemple les brevets des Etats-Unis d'Amérique n° 3 228 631 et n° 3 334 844). La présente invention concerne un instrument - destiné àdès aéronefs à caractéristiques d'auto-stabilité médiocres et capable de fournir au pilote 15 une indication sur l'assiette à venir de son appareil à partir d'une part du mouvement d'une commande de pilotage actionnée par lui et d'autre part de la vitesse instantanée à laquelle varie l'assiette ou attitude de l'aéronef. La présente invention concerne un instrument de bord in-20 diquant d'une part l'assiette ou attitude de l'aéronef et d'autre part son assiette à venir. Cet instrument est constitué d'un indicateur fixé à l'aéronef et comportant un premier symbole représentant l'attitude ou assiette actuelle de l'aéronef par rapport à un repère et un second symbole représentant l'attitude ou assiette 25 à venir de l'appareil en fonction de l'action déjà exercée par le pilote sur une de ses commandes de pilotage. Le premier de ces symboles est relié à une source fournissant un signal de référence d'assiette. L'instrument comporte également d'une part une source produisant un signal caractéristique du déplacement de la commande 30 actionnée par le pilote et d'autre part une source émettant un signal caractéristique de la vitesse à laquelle varie l'assiette de l'aéronef (on appellera ci-après ce second signal "signal de cadence" pour simplifier). On combine ces signaux de déplacement et de cadence pour déterminer la position du second symbole. Dans 35 un hélicoptère en particulier, la commande de pas cyclique actionnée par le pilote règle l'angle d'attaque des pales du rotor et détermine ainsi l'assiette ou attitude de l'hélicoptère. Un transmetteur de mesure monté sur cette commande de pas cyclique engendre un signal correspondant à son déplacement. Un gyroscope vertical 72 06734 2128387 fournit la référence spatiale ou repère d'assiette et le signal de cadence. L'invention est en outre caractérisée en ce que l'instrument présente l'aspect d'un horizon artificiel classique, c'est-à-5 à dire que le premier symbole est constitué d'une maquette d'aéronef fixée à l'appareil et représentant sa position ou attitude par rapport au repère fixe dans l'espace constituant l'horizon artificiel proprement dit, Le second symbole est constitué d'un élément prédiseur d'attitude, mobile par rapport à la maquette et à l'ho-•jO rizon, qui indique l'attitude ou assiette à venir de l'aéronef. Une autre caractéristique de l'invention est que la source du signal représentant le déplacement de la commande de pilotage est constituée par un générateur d'un signal caractéristique de la position de la commande et d'un filtre éliminant la composante ■J5 du régime établi de ce signal de position. L'invention est enfin caractérisée par le fait que le générateur du signal de cadence (ou vitesse de variation de l'assiette de l'aéronef) est constitué d'une source émettant un signal caractéristique de l'attitude ou asssiette de l'aéronef par rapport à 20 une référence fixe (horizon artificiel) et d'un circuit différentiateur relié à cette source et produisant le signal de cadence, le dispositif combinant les signaux de position et de cadence étant constitué d'un circuit de sommation dont les bornes d'entrée sont reliées respectivement au filtre et au circuit différentiateur. 25 L'invention sera décrite plus en détail en regard des des sins annexés à titre d'exemples nullement limitatifs Sur ces dessins : les figures îa à 1_e représentent schématiquement les caractéristiques d'instabilité en roulis d'un hélicoptère; jjO la figure 2 représente schématiquement l'instrument de pi lotage sans visibilité prédiseur de l'attitude à venir de l'hélicoptère par rapport à l'axe de roulis; la figure 3 est un schéma simplifié de l'instrument; la figure 4 représente schématiquement une forme de réali--55 sation avantageuse de l'invention permettant de prévoir et de déterminer l'assiette de l'appareil par rapport aux axes de roulis et de tangage; et la figure 5 montre comment se présente pour le pilote l'instrument de la figure 4. 72 06734 2128387 L'instrument de pilotage prédiseur d'assiette selon l'invention est essentiellement destiné aux aéronefs instables en vol et on le décrit ci-après comme utilisé sur un hélicoptère, ce genre d'aéronef présentant en général ces caractéristiques d'instabi-5 lité. L'instabilité des hélicoptères est particulièrement gênante au cours des évolutions à faible vitesse ou s'effectuant alternativement dans un sens et dans l'autre et elle peut présenter des dangers si le pilote perd le contact visuel avec le monde extérieur. L'instrument peut être aussi utilisé sur des aéronefs auto-10 stables, ce qui facilite leur pilotage. Les figures 1a à 1_e représentent schématiquement au moyen d'une série d'esquisses les positions successives en roulis d'un hélicoptère sous l'action de la commande de pas cyclique (non représentée) manoeuvrée par le pilote qui fait varier l'angle d'in-15 clinaison du rotor par rapport à la cellule de l'hélicoptère. Sur la figure îa, l'angle initial de roulis de l'hélicoptère est 0. Le rotor 11 est perpendiculaire à son arbre 11a et exerce une force de portance orientée suivant l'axe de 1'arbre'dan§de sens indiqué par la flèche 12. L'hélicoptère n'a encore aucune vitesse latérale. 20 Sur la figure 1b, le pilote, en actionnant sa commande de pas cyclique, a fait'varier la position du rotor 11 par rapport à son axe îîa selon un angle ¥ afin de réduire l'angle de roulis 0. La portance du rotor s'exerce dans le sens de la flèche 12 et l'hélicoptère est donc animé d'une certaine vitesse latérale dans le 25 sens de la flèche 13 en même temps que soumis à un couple de roulis qui le fait balancer dans le sens de la flèche 14. Sur la figure 1£, la cellule 10 de l'hélicoptère passe par la'position correspondant à un angle de roulis nul, sa vitesse latérale étant maximale ainsi que son moment de roulis. Mais si l^fcilote n'a pas con-30 venablement anticipé son action sur la commande pour tenir compte de l'inertie de l'hélicoptère, l'angle ¥ subsiste toujours. Sur la figure 1d, le pilote a réduit l'angle du rotor, mais l'hélicoptère a pris un angle de roulis jzf dans le sens opposé à celui de la figure 1a_. Sa vitesse latérale et son moment de rou-35 lis sont en train de décroître. La figure 1jî montre la fin du cycle de roulis initial, l'angle ¥ du rotor'étant ramené à zéro et l'angle de roulis jS au minimum. La vitesse latérale et le moment de roulis sont tous deux nuls. Pour rétablir son appareil, 72 06734 4 2128387 le pilote doit inverser l'angle du rotor.pour faire rouler l'héli-copètre en sens inverse, mais s'il n'agit pas de façon très précise sur sa commande de pas cyclique, le mouvement de roulis peut se poursuivre et s'amplifier. 5 La figure 2 représente une forme de réalisation de l'instru ment de pilotagé prédiseur d'attitude, permettant de déterminer l'angle fi de roulis d'un hélicoptère. Le pilote 20 actionne sa commande de pas cyclique 21 pour régler l'angle du rotor (non représenté) de son hélicoptère 22 suivant les indications de l'ins-10 trument ou horizon artificiel'24 monté de préférence sur la planche de bord de l'appareil. La maquétte d'aéronef 26 et de l'instrument 24 est fixe par rapport à l'hélicoptère; elle peut par exemple être peinte ou gravée sur une vitre recouvrant la face de l'instrument. Un repère d'attitude 27 (représentant l'horizon artificiel 15 proprement dit et qu'on appellera ci-après "horizon") garde une position fixe dans l'espace sous l'action d'un gyroscope vertical 28 monté dans l'hélicoptère, et s'incline par rapport à la maquette 26. Cet horizon 27 peut faire partie du bottier du gyroscope ou être actionné par' un servo-mécanisme approprié (non représenté) 20 en fonction d'un signal de roulis fi. Un cadran annulaire 30 situé à la périphérie de l'instrument 24 et relié mécaniquement à l'horizon 27 porte une graduation angulaire indiquant l'angle fi que fait la maquette 26 par rapport à l'horizon 27. L'instrument 24 comporte en outre un prédiseur d'attitude sous 25 forme de deux aiguilles 31 et 32 diamétralement opposées et pointant vers l'intérieur patf-dessus le cadran 30. Ces aiguilles indi-^. quent au pilote l'attitude en roulis vers laquelle tend l'hélicoptère et qu'il va atteindre si aucune action correctrice n'est exercée sur la commande. Selon l'invention, la position de ce prédiseur 3Q d'attitude est déterminée par la combinaison de deux facteurs, à "- savoir le déplacement de la commande 21 de pas cyclique actionnée par le pilote et la vitesse à laquelle"varie en roulis l'attitude de l'aéronef (qu'on appellera ci-après "cadence" pour simplifier). La figure 2 représente schématiquement la manière dont est déter-35 minée cetté position: un signal représentant la position de la commande de pas cyclique parvient à un circuit du filtrage 33 qui supprime sa composante en régime établi qui correspond à une position fixe de cette commande. Un signal de roulis fi émis par un 72 06734 2128387 gyroscope vertical 28 parvient à un circuit différentiateur 34 qui engendre un signal de cadence fi, Les signaux de sortie du filtre 33 et du circuit 34 se combinent en un point de sommation 35, et le signal résultant est utilisé pour déterminer la position du pré-pj diseur 31, 32. Le mécanisme de l'indicateur à éléments multiples est sans rapport avec la présente invention (les brevets des Etats-Unis d'Amérique précités n° 3 228 631, n° 3 334 844 et le brevet des Etats-Unis d'Amérique'n° 2'823 464 décrivent par exemple des mécanismes appropriés comportant des signes positionnés de .j 0 façon indépendante et mis en rapport par^fotation). Lorsque l'hélicoptère s'incline latéralement, la maquette 26 se déplace avec la cellule de l'appareil. L'horizon 27 et le cadran 30 conservent une position fixe dans l'espace sous l'action du gyroscope 28. La position de la maquette par rapport au cadran -jpj indique l'angle de roulis de l'hélicoptère. La position des aiguilles 31, 32 indique au pilote l'angle de roulis vers lequel tend.1'hélicoptère en fonction des forces qui agissent sur'lui. L'instrument tel que représenté sur la figure 2 indique que l'hélicoptère est incliné vers la droite par rapport à l'horizontale 20 de 20° et que la position de ça commande de pas cyclique 21 est telle'qu'il va rouler vers la gauche, jusqu'à atteindre un angle d'inclinaison de 8° environ vers la droite. Le pilote peut se servir de l'instrument 24 de diverses manières. S'il désire maintenir son appareil à l'horizontale en rou-25 lis ( fi = zéro), il actionne sa commande cyclique 21 de façon à maintenir les aiguilles 31 et 32 en face du chiffre zéro du cadran. S'il veut incliner 1'hélicoptèré pour lui faire prendre un angle de roulis différent de zéro, il lui suffit d'actionner sa commande cyclique 21 pour mettre les aiguilles 31 32 en face du chiffre 3° correspondant sur le aadran à l'angle désiré et de les maintenir dans cette position au moyen d'une action appropriée sur sa 'commande pendant le mouvement de roulis. L'instrument permet donc au pilote d'agir par anticipation sur sa commande pour prévenir les réactions de l'hélicoptère en évitant tout mouvement exagéré sus-35 ceptible d'engendrer l'instabilité précédemment décrite. La figure 3 -représente le schéma simplifié du circuit électrique de l'instrument. Le signal de roulis fi émis par le gyroscope 28 parvient directement à l'horizon 27. Un condensateur 38 et 72 06734 2128387 l'impédance d'entrée d'un amplificateur sommateur 39 constituent un circuit différentiateur à caractéristique de transfert S qui engendre un signal de cadence 'fi. Un transmetteur de mesure constitué par une résistance 39jâ reliée à une source appropriée de cou-5 rant continu et par un curseur 40 se déplaçant avec la commande de pas cyclique engendre un signal représentant la position angulaire ô ^ de cette commande cyclique. Une résistance 41 et un condensateur 42 constituent avec l'impédance d'entrée de'1'amplificateur sommateur 39 un circuit de filtrage à caractéristique de transfert 10 s —S + 1— produisant un signal qui représente le déplace ment de la commande de pas cyclique. Les deux signaux se combinent dans l'amplificateur sommateur 39 et sont appliqués à un mécanisme approprié (non représenté) qui détermine la position des aiguilles 31, 32 du prédiseur d'attitude. ■ 'La forme de réalisation préférée de 1'instrument de pilotage prédiseur d'attitude fournit au pilote des informations concernant l'assiette de l'appareil, c'est-à-dire sa position par rapport aux axes de roulis et de tangage, et la figure 4 fournit un schéma simplifié de cet instrument. Un gyroscope vertical 45 émet des signaux de sortie correspondant respectivement aux angles de tangage 9 et de roulis fi. Deux transmetteurs de mesure 46 et 47 fournissent des informations ( 6^) et ( ô^) correspondant rèspectivement à la position de la commande de pas cyclique en roulis et en tangage. L'instrument 48 tel que le voit le pilote, représenté schématique-25 ment sur la figure 4 et matériellement sur la figure 5, comporte un horizon artificièl 49 et un prédiseur d'attitude 50, tous deux mobiles indépendamment'par rapport au boîtier de l'instrument fixé sur la planche de bord de l'hélicoptère. Une maquette d'aéronef 51 fixée à ce boîtier suit les mouvements de l'aéronef. Le bascu-30 lement de l'horizon 49 et du prédiseur 50 par rapport à la maquette indiquent un mouvement de roulis et leur déplacement vertical indique un mouvement de tangage. Une graduation supportée par un cadran annulaire 52 et faisant avec un index 53 partie de l'horizon artificiel indique au pilote l'angle de roulis fi de l'aéronef. Une 35 graduation qui se déplace avec l'horizon artificiel indique l'angle de tangage 9 par rapport à la maquette 51 • Des servo-mécanismes appropriés 54 déterminent par rapport à'1'instrument la position de l'horizon"49 et du prédiseur 50. 20 72 06734 2126387 Un calculateur 55 traite les signaux d! entrée venant du gyroscope 45 et des transmetteurs 46, 47 pour les appliquer à des servo-mécanismes 54. Ce calculatèur comporte des amplificateurs 56 donnant aux signaux les caractéristiques leur permettant de fai 5 ve fonctionner les servo-mécanismes. Les signaux Ô et fi de tangage et de roulis provenant du gyroscope vertical maintiennent l'horizon 49 en position fixe dans l'espace. Comme dans l'instrument des figures 2 et 3, la position en roulis du prédiseur 50 est déterminée en fonction de la combi-10 naison des signaux Aô ^ de déplacement en roulis de la commande de pas cyclique et fi de cadence du mouvement de roulis. Le signal de roulis ô ^ est appliqué par l'intermédiaire d'un filtre 58 à l'une des entrées d'un point de sommation 59. Le signal de roulis fi est appliqué par l'intermédiaire d'un générateur 60 de signal 15 de cadence à une autre entrée de ce point 59. La sortie du point de sommation 59 est reliée à l'entrée appropriée de l'instrument 48. De même,la position du prédiseur d'attitude en tangage est déterminée en fonction d'une combinaison de signaux représentant le déplacement en tangage Aô g de la commande de pas cyclique et 20 la cadence 6 du mouvement de tangage. Le signal ôB est injecté par l'intermédiaire d'un filtre 62 à une entrée d'un point de sommation 63. Le signal 9 est injecté par l'intermédiaire d'un générateur 64 de signal de cadence à une autre entrée de ce point de sommation dont la sortie est reliée au servo-mécanisme détermi-25 nant la position en tangage du prédiseur 50. L'utilisation de l'instrument des figures 4 et 5 permet au pilote de piloter son appareil en tangage et en roulis de façon analogue à la description précédente concernant le seul pilotage en roulis. Il va de soi que de nombreuses modifications peuvent être 30 apportées à l'instrument décrit et représenté sans sortir du cadre de l'invention. 8 72 06734 2128387 REVENDICATIONS 1 - Instrument de bord prédisant'à un pilote l'attitude ou assiette à venir de son aéronef pour lui permettre d'agir de façon appropriée sur une commande de pilotage, ledit instrument 5 étant caractérisé en ce qu'il est constitué par un indicateur fixé sur l'aéronef et comportant deux symboles qui indiquent, par rapport à un repère, le premier, l'attitude actuelle de l'aéronef et le second, son attitude prévisible du fait de l'action déjà exercée sur ladite commande, par trois générateurs de signaux qui 10 fournissent respectivement, le premier, un signal de référence d'attitude, ce générateur étant relié au premier symbole, le second, un signal correspondant au déplacement de ladite commande et le troisième, un signal de cadence caractéristique de la vitesse à laquelle varie l'attitude de l'aéronef, et par un dispositif 15 qui combine les signaux de déplacement et de cadence et applique le signal combiné au second symbole. 2 - Instrument de bord selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'action exercée par ladite commande, l'indication fournie par le premier symbole et les signaux de référence et de 20 cadence engendrés par les premier et troisième générateurs déterminent ou indiquent l'attitude de l'aéronef soit par rapport à son seul axe de tangage, soit par rapport à son seul axe de roulis, soit simultanément par rapport à ses deux axes de tangage et de roulis. 25 3 - Instrument de bord selon la revendication 1, caracté risé en ce que l'aéronef est un hélicoptère dont ledit premier symbole indique l'attitude par rapport à un repère fixe dans l'espace, ladite commande étant la commande de pas cyclique du rotor de l'hélicoptère à laquelle est relié le second générateur. 30 4 - Instrument de bord selon la revendication 3, caracté risé en ce que l'action exercée par ladite commande, l'indication fournie par le premier symbole et les signaux de référence et de cadence engendrés par les premier et troisième générateurs déterminent ou indiquent l'attitude de l'hélicoptère soit par rapport 35 à son axe de tangage, soit par rapport à son axe de roulis,soit par rapport à ses deux axes de tangage et de roulis. 5 - Instrument de bord selon la revendication 1, caractérisé en ce que le second générateur de signal est constitué d'un 72 06734 9 2128387 organe qui émet un signal représentant la position de ladite commande et d'un circuit de filtrage éliminant la composante de régime établi de ce signal de position. 6 - Instrument de bord selon la revendication 1, carac-5 térisé en ce que le troisième générateur de signal est constitué d'un composant qui émet un signal représentant l'attitude de l'aéronef par rapport à une référence fixe et auquel est relié un circuit différentiateur produisant, à partir de ce signal d'attitude, ledit signal de cadence. 10 7 ~ Instrument de bord selon la revendication 5 ou la re vendication 6, caractérisé en ce que son dispositif de combinaison de signaux est constitué d'un circuit de sommation dont les entrées sont reliées respectivement au circuit de filtrage et au circuit différentiateur. 15 8 - Instrument de bord selon la revendication 1, caracté risé en ce que ledit repère est fixe dans l'espace, le premier symbole est une maquette d'aéronef fixée sur l'aéronef et le second symbole est un prédiseur d'attitude mobile par rapport à ladite maquette et audit repère. 20 9 - Instrument de bord selon la revendication 8, caracté risé en ce que ladite maquette est mobile par rapport audit repère en tangage et en roulis, ledit prédiseur d'attitude étant mobile par rapport à la maquette et au repère aussi, bien en tangage qu'en roulis. 25 10 - Instrument de bord selon la revendication .4, caracté risé en ce que le premier symbole est une maquette d'hélicoptère fixée à l'hélicoptère et représentant son attitude par rapport à un repère fixe dans l'espace, le second symbole est un prédiseur d'attitude'mobile par rapport à ladite maquette et audit repère et 30 représentant l'attitude à venir de l'hélicoptère, ladite maquette étant mobile à la fois en tangage et en roulis par rapport audit repère et ledit prédiseur étant mobile à la fois en tangage et en roulis par rapport à ladite maquette aussi bien qu'audit repère.