FR 2494640 A1 19820528 FR 8025169 A 19801127 -1- La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour la détection du sous-gonflage d'un pneumatique d'un atterrisseur d'aéronef. Elle s'applique tout particuliè- rement aux atterrisseurs constitués d'au moins un boggie comportant un balancier pourvu d'une paire de roues jumelées à chacune de ses extrémités et articulé autour d'un axe transversal médian à un fût reliant ledit balancier à la structure de l'aéronef, les deux roues de chaque paire étant disposées de part et d'autre dudit balancier. On sait que le sous-gonflage d'un pneumatique d'atterris- seur peut entraîner rapidement sa destruction complète lors du roulage de l'aéronef. De plus, lorsque l'atter- risseur comporte des paires de roues jumelées et que le pneumatique d'une des roues d'une paire est sous- gonflé, le pneumatique de l'autre roue de la paire subit une surcharge'qui peut amener également sa destruction, par exemple au décollage ou à l'atterrissage. Lorsqu'un pneumatique d'aéronef se détruit en roulage, des parties de son enveloppe sont projetées dans le plan de sa jante et sont susceptibles d'endommager gra- vement la structure de l'aéronef, ainsi que les systèmes voisins de celuici. En outre, le roulage sur jante risque de détruire celle-ci, ce qui peut provoquer des incidents de freinage de l'aéronef et des accidents pour celui-ci. On connaît déjà des dispositifs pour détecter le sous- gonflage d'un pneumatique. Par exemple, dans le brevet français No 2 280 070, on mesure les contraintes dans les essieux, tandis que d'autres dispositfs connus utilisent des transducteurs manométriques montés sur les roues et couplés à une partie fixe en rotation par des moyens électriques, magnétiques ou radio-électriques. -2- A cause de leurs poids et de leur encombrement importants, ces derniers dispositifs peuvent convenir aux véhicules de transport routier, mais n'ont pas jusqu'à présent donné satisfaction sur les aéronefs. La présente invention permet d'informer rapidement le pilote d'un aéronef du sous-gonflage d'un pneumatique d'un atterrisseur. A cette fin, selon l'invention, le procédé pour détecter le sous-gonflage d'un pneumatique d'un atterrisseur - d'un aéronef en cours de roulage, ledit atterrisseur étant formé d'au moins un boggie comportant un balancier pourvu d'une paire de roues jumelées à chacune de ses extrémités et articulé autour d'un axe transversal médian à un fût reliant ledit balancier à la structure de l'aéronef, les deux roues de chaque paire étant disposées de part et d'autre dudit balancier, est remarquable en ce que l'on dispose sur chacune des parties du balancier comprisesentre ledit axe médian d'articulation au fût et la paire de roues correspondante, un agencement de jauges de contrainte susceptible de délivrer un signal représentatif de la torsion de ladite partie de balancier autour de son axe longitudinal,en ce que l'on effectue la différence entre les signaux provenant des deux agencements de jauges de contrainte et en ce que l'on compare la différence ainsi obtenue à une valeur de référence, pour actionner un dispositif d'alarme lorsque ladite différence est supérieure à ladite valeur de référence. La présente invention est basée sur le fait que, lorsque le pneumatique d'une roue d'une paire de roues jumelées est sous-gonflé, il en résulte une torsion de la partie correspondante de balancier autour de son axe, car l'ar- ticulation transversale du balancier sur le fût est -3- rigide longitudinalement pour empêcher toute rotation autour de l'axe longitudinal dudit balancier. La compa- raison des signaux des deux agencements de jauges de contrainte permet donc de déterminer avec précision le sous-gonflage d'un des pneumatiques d'une paire de roues jumelées. Avantageusement, afin d'obtenir la plus grande sensibi- lité possible, on dispose chaque agencement de jauges de contrainte aussi proche que possible de la paire de roues correspondantes. Il est avantageux que les agencements de jauges de contrainte soient disposés symétriquement l'un de l'autre par rapport à un plan passant par l'axe du fût et l'axe d'articulation médian. Chaque agencement de jauges de contrainte peut être formé par un pont de quatre jauges. Dans ce cas, il est avantageux que chaque pont soit disposé de façon que ses quatre jauges de contrainte soient à deux symétri- ques par rapport au plan passant par l'axe du fût et par l'axe longitudinal du balancier, chaque pont étant alimenté par sa diagonale transversale au balancier, tandis que le signal de torsion est prélevé dans la diagonale du pont longitudinale par rapport au balancier. On élimine ainsi les signaux parasites produits par les efforts de flexion longitudinale et les efforts tranchants. Afin de ne pas prendre en compte les effets sur les pneumatiques dus au pivotement de l'aéronef au roulage, on inhibe ledit dispositif d'alarme dès que l'orientation du train avant de l'aéronef, orientable pour faire pivoter celui-ci,dépasseun seuil déterminé, par exemple choisi à 30 par rapport à l'axe longitudinal de l'aéronef Cependant, cette inhibition lorsque l'orientation du train avant de l'aéronef est supérieur audit seuil est -4- avantageusement soumise à la condition que la commande de puissance des moteurs de l'aéronef n'est pas en position de puissance maximale. Par ailleurs, lorsque l'aéronef roule lentement, le sous- gonflage d'un pneumatique ne présente pas de danger particulier. Aussi, on peut inhiber le dispositif d'alarme lorsque la vitesse de roulage de l'aéronef est inférieure à un seuil déterminé. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. La figure 1 est une vue schématique en élévation latérale, selon la ligne de coupe I-I-de la figure 2, d'un boggie d'atterrisseur auquel s'applique l'invention. La figure 2 est une vue schématique du dessus du boggie de la figure 2. La figure 3 est une vue en perspective d'un balancier pour le boggie des figures 1 et 2, pourvu des jauges de contrainte. La figure 4 est une vue schématique en élévation arrière du boggie des figures 1 et 2. Les figures Sa à 5d illustrent les efforts exercés sur chacun des pneumatiques dudit boggie, dans un cas particulier. La figure 6 donne le schéma synoptique du dispositif selon l'invention. Le boggie 1 d'un atterrisseur d'avion gros porteur, montré par les figures 1 à 4, comporte un longeron ou balancier 2 articulé en son milieu à là partie inférieure d'un -5- fût 3, par l'intermédiaire d'un axe horizontal 4. A sa partie supérieure, le fût 3 est solidaire du fuselage (non représenté) de l'avion. A ses deux extrémités, le balancier 2 est pourvu d'ar- bres transversaux 5 ou 6, sur chacun desquels sont montées deux roues jumelées 7a, 7b ou 7c, 7d pourvues de pneumatiques 8. A chaque roue 7a à 7d est associé un frein à disques 9, dont la plaque de couple est empêchée de tourner par une barre de frein 10. A cet effet, chaque barre de frein 10 est articulée à l'une de ses extrémités, au fût 3 et à son autre extrémité, à une chape 11, soli- daire de ladite plaque de couple correspondante. Le balancier présente un axe longitudinal 12, généralement coplanaire, mais orthogonal, aux axes 4, 5 et 6, tandis que le fût 3 comporte un axe vertical 13. Comme le montrent les figures 1 à -3, à chacune des extré- mités avant et arrière du balancier 2, au voisinage des arbres 5 et 6, est monté un pont de jauges de contrainte (transducteurs extensométriques) . Le pont avant comporte quatre jauges 14a à 14d, tandis que le pont arrière comporte quatre jauges 15a à 15d. Les jauges 14a à 14d et 15a à 15d sont en contact mécani- que étroit avec le balancier 2, par exemple avec la surface supérieure de celui-ci, et sont disposées de façon que les jauges 14a et 14b et 15a et 15b soient respectivement symétriques de jauges 14c et 14d et 15c et 15d par rapport au plan défini par les axes 12 et 13. De plus, lesdites jauges forment un angle d'environ 450 par rapport à l'axe 12. On élimine ainsi les signaux produits par les efforts de f lexian longi- tudinale et les efforts tranchants (efforts de cisaille- ment). \ -6- Par ailleurs, les ponts 14a à 14d et 15a à 15d sont symétriques l'un de l'autre par rapport au plan passant par les axes 4 et 13, lorsque le balancier 2 est horizontal. La figure 6 montre que les quatre jauges de contrainte 14a à 14d sont montées pour former un pont 16, alimenté par la diagonale passant par les points communs aux jauges 14a et 14b, d'une part, et aux jauges 14c et 14d d'autre part, le signal étant prélevé aux bornes de la diagonale passant par les points communs aux jauges 14a et 14c d'une part, et aux jauges 14b et 14d, d'autre part. De même, les quatre jauges de contrainte a à 15d sont montées pour former un pont 17, alimenté par la diagonale passant par les points communs aux jauges 15a et 15b, d'une part, et aux jauges 15c et 15d, d'autre part, le signal étant prélevé atx.bornes de la diagonale passant par les points communs aux jauges l5a et 15c d'une part, et aux jauges 15b et 15d, d'autre part. Lorsque le pneumatique 8 de l'une des roues 7a à 7d du boggie 1 est sousgonflé par rapport aux pneumatiques des autres roues, il en résulte un effort de torsion (autour de l'axe 12) de la partie avant ou arrière du balancier 2 à laquelle appartient la roue au pneumatique sous-gonflé; en effet, le balancier 2 est maintenu fixe en rotation longitudinale, au niveau de l'axe 4. La torsion résultante de la partie de balancier intéressée est alors mesurée par le pont de jauges 16 ou 17 -correspondant. Des essais, effectués par la Demanderesse, montrent que le niveau du signal à-la sortie des ponts 16 ou 17, lorsque l'avion est à l'arrêt, est une fonction croissante du sous-gonflage d'un- pneumatique 8 et, simultanément, -7- de la masse de l'avion. Lorsque l'avion est en roulage, le niveau dudit signal de torsion devient de plus une fonction inverse de la vitesse de roulage. Cependant, les signaux à la sortie des ponts 16 et 17 prennent en compte, non seulement le sous-gonflage d'un pneumatique 8, mais encore, lorsque l'avion est en roulage, des efforts parasites, tels que - efforts latéraux exercés sur l'avion, par exemple par un vent de travers ou un dérapage; efforts dus à des défauts de perpendicularité entre un atterrisseur et la piste d'atterrissage, par exemple en cas de piste bombée; - efforts dus au pivotement de l'avion, du fait que les roues des atterrisseurs 1 ne sont pas orienta- bles. Ainsi, pour pouvoir détecter un sous-gonflage aussi faible que possible et déclencher une alarme de sous- gonflage significative, il est indispensable d'éliminer ces signaux de torsion parasites. Sur les figures 5a à 5b, on a représenté les efforts latéraux L et L2, les efforts P1 et P2 dus aux défauts de perpendicularité entre l'atterrisseur et la piste de roulage et.. les efforts R1 et-R2 dus au pivotement de l'avion en roulage, au point de contact 18 des roues avec le sol, en supposant que l'avion pivotait selon la flèche F1 et qu'il était soumis à l'action du vent ou à un dérapage selon la flèche F2 (voir la figure 4). Si l'on considère le boggie 1 situé à gauche de l'avion, ses roues avant 7a et 7b (voir la figure 5a) -8- subissent les efforts L1 + P1 + R1, tandis que ses roues arrière 7c et 7d (voir la figure 5b) subissent les efforts L1+P1-R1. Dans ces conditions, pour le boggie 1 situé à droite de l'avion, les roues avant 7a et 7b (voir la figure 5c) subissent les efforts L2-P2+R2 et les roues arrière 7c et 7d (voir la figure 5d) les efforts L2-P2-R2. Les torsions correspondant aux efforts L1 et L2 sont de même signe et peuvent être positives ou négatives. De plus, l'expérience montre que L1 et L2 sont sensi- blement égales, et qu'il en est de même de P1 et P2. De sorte que si l'on pose L=L=L2 et P=P1=P2, on peut dresser le tableau suivant: Efforts sur Efforts sur roues avant roues arriè- ( (-( (1) re (2) Boggie gauche L+P+R1 L+P-R 2L+2P 2R1 i 1 Boggie droit L-P+R2 L-P-R 2L-2P 2R2 Différence Boggie gauche- 4P 2R1-2R |Boggie droit La valeur du signal parasite fourni par les jauges de contrainte 14a à 14d et 15a à 15d et dû au pivotement de l'avion (efforts R1 et R2) pouvant être élevée au cours du roulage sur des voies de dégagement, il pourrait sembler intéressant d'éliminer ce signal parasite en effectuant la somme, par boggie, des efforts sur les roues avant et arrière,_puis en effectuant la différence de ces sommes, puisqu'alors le signal parasite restant est 4P. La valeur de la perpendicularité des atterrisseurs avec la piste étant assez bien définie, il serait possi- -9 - ble de minimiser l'effet parasite correspondant en faisant intervenir le signal maximal PM de perpendi- cularité (c'est-à-dire pour la masse maximale de l'avion) et en retranchant 2PM à la somme des effets (1) + (2) sur le boggie gauche et en ajoutant 2PM à la somme des efforts (1) + (2) sur le boggie droit. Le seuil de détection du système serait alors réglé à une valeur supérieure à 4(P m-PM), Pm correspondant à une valeur moyenne du signal P. Cependant, une telle combinaison de signaux apporterait un seuil de détection assez élevé pour un résultat peu intéressant. En effet, il est parfaitement possible de détecter un sous-gonflage avant décollage au cours d'un roulage en ligne droite, par exemple au cours de l'alignement avant décollage. Par ailleurs, un sous- gonflage n'est pas dangereux au cours des déplacements d'un avion à basse vitesse. C'est pourquoi, selon la présente invention, c'est la différence (1)-(2) entre les signaux issus des jauges avant et les signaux issus des jauges arrière qui est effectuée pour chaque balancier. Le signal parasite restant dans cette combinaison est respectivement 2R1 ou 2R2, dans la mesure o l'avion est en cours de pivotement. S'il roule en ligne droite, RI=R2=O et aucun signal parasite ne subsiste, hormis le bruit de fond commun à tous les montages électroniques. Le dispositif selon l'invention est donc inhibé lorsque l'avion pivote et l'on considère qu'il y a pivotement lorsque le train avant de l'avion (roulette de nez) est tourné de plus de trois degrés. Cette inhibition est supprimée si la commande de la puissance des moteurs est activée à fond dans le sens de la puissance maximale. -10- Le dispositif selon l'invention est également inhibé si la vitesse avion est inférieure à 5 mètres/seconde. On voit sur la figure 6 un mode de réalisation du dispositif de détection selon l'invention correspondant à un côté d'un train d'atterrissage principal. Les ponts de jauges 16 (placé sur la partie avant du balancier 2) et 17 (placé sur la partie arrière du balancier 2) sont respectivement alimentés par deux générateurs de courant continu 19 et 20. Les sorties desdits ponts 16 et 17 sont respectivement connectées aux entrées de deux amplificateurs 21 et 22 comportant chacun un circuit à retard de 0,5 seconde destinés à éliminer les signaux parasites dus aux vibrations du train, aux irrégularités de la piste etc... Les sorties des amplificateurs 21 et 22 sont reliées aux deux entrées d'un amplificateur soustracteur 23 effectuant la différence des signaux amplifiés issus des ponts 16 et 17. La sortie du soustracteur 23 est reliée à un amplificateur comparateur 24 qui délivre un signal à une entrée d'une porte 26, de type ET, lorsque le signal issu du-soustracteur 23 dépasse un seuil déterminé par le circuit potentiométrique 25. Ce circuit est destiné à éliminer le bruit de fond des éléments précédents et à déterminer un seuil certain de détection de sous-gonflage. La sortie de la porte ET 26 est reliée à un élément de signalisation ou d'alarme 27 comportant un circuit d'auto-maintien d'alarme après déclenchement de celle-ci. Le circuit d'auto-maintien peut être remis à l'état de repos, à l'aide d'un circuit de remise à zéro 28 commandé manuellement. L'élément de signalisation 27 -11- est de préférence un voyant lumineux, mais peut être remplacé ou complété par une sonnerie, un gong, ou tout autre avertisseur. Il est activé lorsqu'un signal apparaît à la sortie de la porte ET 26. Sur la deuxième entrée de celle-ci est connecté un circuit d'inhibition comportant un inverseur logique 29 dont la sortie est reliée à ladite deuxième entrée de la porte 26 et dont l'entrée est connectée à la sortie d'une porte 30 de type OU à deux entrées. Une première entrée de la porte 30 reçoit les signaux issus d'un amplificateur comparateur 32. Celui-ci délivre un signal lorsque la tension fournie par une génératrice tachymétrique 33 du train avant de l'avion est inférieure à un seuil déterminé par un montage potentiométrique 36, ledit seuil correspondant par exemple à une vitesse de l'avion de 5 mètres/seconde. Le signal issu du comparateur 32 est alors inversé par 29 et inhibe donc la porte 26 lorsque la vitesse de l'avion est inférieure à 5 m/s. La seconde entrée de la porte OU 30 est reliée à la sortie d'une porte ET 31 comportant deux entrées. Une première entrée est reliée à la sortie d'un inverseur logique 34 dont l'entrée est reliée à une source positive par l'intermédiaire d'un interrupteur 35 activé lorsque la commande de puissance des moteurs de l'avion est placée dans la position correspondant à la puissance maximale desdits moteurs. Dans ce cas, la porte ET 31 est donc inhibée et délivre un signal zéro qui fournit un signal 1 à l'entrée de la porte ET 24 (du fait de l'inverseur 29). La seconde entrée de la porte ET 31 est reliée à la sortie d'un amplificateur comparateur 37 qui délivre -12- un signal lorsque la tension fournie par un circuit 39 de recopie d'orientation du train avant de l'avion est supérieure à un seuil déterminé par un montage poten- tiométrique 38 et correspondant à un angle de 3 par rapport à la position alignée du train avant pour le roulage en ligne droite. L'amplificateur comparateur 37 délivre donc un signal lorsque ladite orientation est supérieure à un angle de 30 à gauche ou à droite, et si le contacteur 35 est- ouvert, la porte ET 31 délivre un signal 1 qui donne un signal zéro à l'entrée de la porte ET 26 (du fait de l'inverseur 29) qui se trouve inhibée. Les conditions d'inhibition du montage de détection selon l'invention sont ainsi réalisées. Si aucune inhibition n'est produite, le montage déclenche l'alarme dès qu'une différence apparaît entre les signaux fournis par les ponts 16 et 17, si cette différence a une durée supérieure à 0,5 seconde et si elle dépasse un seuil déterminé par 25 et correspondant par exemple à une différence de gonflage entre les deux pneumatiques d'une paire de roues jumelées de 30 %. -13- R E V E N D I C A T I O N S 1..- Procédé pour détecter le sous-gonflage d'un pneumatique d'un atterrisseur d'un aéronef en cours de roulage, ledit atterrisseur étant formé d'au moins un boggie comportant un balancier pourvu d'une paire de roues jumelées à chacune de ses extrémités et articulé autour d'un axe transversal médian à un fût reliant ledit balancier à la structure de l'aéronef, les deux roues de chaque paire étant disposées de part et d'autre dudit balancier, caractérisé en ce que l'on dispose,sur cha- cune des parties du balancier comprisesentre ledit axe médian d'articulation au fût et la paire de roues correspondante, un agencement de jauges de contrainte susceptible de délivrer-un signal représentatif de la torsion de ladite partie de balancier autourde son axe longitu- dinal et en ce que l'on effectue la différence entre les signaux provenant des deux agencements de jauges de contrainte et en ce que l'on compare la différence ainsi obtenue à une valeur de référence pour actionner un dispositif d'alarme lorsque ladite différence est supérieure à ladite valeur de référence. 2.- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'on dispose chaque agencement de jauges de contrainte aussi proche que possible de la paire de roues correspondantes. 3.- Procédé selon l'une des-revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que l'on dispose les agencements de jauges de contrainte symétriquement l'un de l'autre par rapport à un plan passant par l'axe du fût et l'axe d'articulation -médian. 4.- Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'on n'actionne le dispositif d'alarme que si, de plus, ladite différence se maintient -14- au-dessus de la valeur de référence pendant une durée supérieure à une durée prédéterminée. 5.- Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel on utilise pour lesdits agencements de jauges de contrainte des montages en pont de quatre jauges, caractérisé en ce que chaque pont est disposé de façon que ses quatre jauges de contrainte soient deux à deux symétriques par rapport au plan passant par l'axe du fût et par l'axe longitudinal du balancier, chaque pont étant alimenté par sa diagonale transversale au balancier, tandis que le signal de torsion est prélevé dans la diagonale du pont longitudinal par rapport au balancier. 6.- Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l'on inhibe ledit dispositif d'alarme dès que l'orientation du train avant de l'aéronef,orientable pour faire pivoter celui-ci, dépasse un seuil déterminé. 7.- Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'inhibition intervenant lorsque l'orientation du train avant de l'aéronef est supérieure audit seuil est soumise à la condition que la commande de puissance des moteurs de l'aéronef n'est pas en position de puissance maximale. 8.- Procédé selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que l'on inhibe le dispositif d'alarme lorsque la vitesse de roulage de l'aéronef est inférieure à unseuil déterminé. 9.-Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé spécifié sous l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce qu'il comprend, sur chacune des parties du balancier comprisesentre ledit axe médian d'articulation au fut et la paire de roues correspondante, un agencement de - -15- jauges de contrainte susceptible de délivrer un signal représentatif de la torsion de ladite partie de balancier autour de son axe longitudinal, des moyens pour effectuer la différence entre les signaux provenant des deux agencements de jauges de contrainte, des moyens pour comparer cette différence à une valeur de référence et un dispositif d'alarme actionné lorsque ladite différence est supérieure à ladite valeur de référence. 10.- Dispositif selon la revendication 9, caractérisé en ce qu'il comporte de plus des moyens d'inhibition du dispositif d'alarme prenant en compte la vitesse de roulage de l'aéronef, l'orientation du train orientable de celui-ci et/ou la commande de puissance des moteurs dudit aéronef.