FR 2035894 A1 19701224 FR 7010161 A 19700320 70 10161 1 2035894 La présente invention est relative à un dispositif capable de prévoir et d'indiquer la possibilité pour un engin à turbine et plus précisément pour un hélicoptère de remplir une mission., 5 Dans le passé il était difficile pour les pilotes d'hé licoptère de déterminer préalablement à un vol si l'appareil dispose d'un couple suffisant pour un vol soutenu. Les engins à turbine utilisés dans les hélicoptères ont des couples de régime qui varient avec la pression, la température et l'humidité ambiants 10 si bien que l'altitude, la température et l'humidité auxquelles l'hélicoptère fonctignne sont critiques pour la prévision de la possibilité de remplir une mission. Le couple de régime de l'engin à turbine décroit lorsque l'hélicoptère prend de l'altitude et croit lorsque la température ambiante décroit# 5 La Figure 1 des dessins joints contient uns courbe donnant la relation entre la température ambiante et le rapport de la puissance maximum de la turbine en chevaux-vapeur au rapport de densité» Le rapport de densité est le rapport de la pression statique à la pression standard au niveau de la mer corrigé pour la 20 variation ce température. Un hélicoptère est en outre sensible à l'effet de sol. La proximité du sol pour un"hélicoptère affecte la capacité ascensionnelle de ses rotors et cette capacité décroit grandement lorsque l'hélicoptère gagne de l'altitude et. arrive à une 25 hauteur où l'effet de sol ne se fait plus sentir0 Pour cette raison, un hélicoptère peut très bien décoller et son pilote s'apercevoir peu de temps après que son appareil n'a pas suffisamnent de puissance pour progresser à une altitude où l'effet de sol n'est plus ressenti,, 30 La Fig. 2 des dessins joints illustre une courbe correspon dant à la relation entre la hauteur des rotors et le rapport de la puissance en chevaux vapeur nécessaire pour planer dans une zone soumise à l'effet de sol à la puissance en chevaux vapeur nécessaire pour planer à cent pieds soit environ trente mètres0 35 Si le point final d'une mission est à une altitude sen siblement supérieure au point de départ il est possible que l'hélicoptère ne soit pas capable d'effectuer une descente en sécurité au point final. Dans le passé les pilotes d'hélicoptère étaient obligés de calculer manuellement le couple maximum disponible à 40 des altitudes et des températures diverses pour déterminer le poids 70 10161 2 2035894 maximum de marchandises et la possibilité de planer à toutes les altitudes nécessaires. On connait ,des dispositifs permettant de calculer/li. la uissance reelle d^une turbine err cnevaux vapeur,/ puissance restante ou le pourcentage de.puissance maximum restante. 5 Ces dispositifs sont utilisés par les pilotes pour superviser les performances de leur appareil et déterminer sa capacité de réserve. Ensuite .le pilote peut déterminer la possibilité d'exécution d'une mission par des calculs manuels. En particulier aucune méthode n'a encore été mise au 1G point qui permette d'indiquer à un pilote avant de prendre lev 3. départ si le poids de fret et le terminus de sa mission sont/la mesure de son appareil. L'invention permet de remédier à ces absences. Suivant l'invention le système de calcul et d'affichage 15 de la possibilité d'éxécution d'une mission pour un hélicoptère à turbines oui comprend : un calculateur de marge de puissance recevant comme données à l'entrée s les conditions ambiantes telles que la température et la pression statique; le couple réel des turbires; le poids de carburant à bord; le poids de la cellule; un tableau 20 de commande de destination susceptible d'être connecté au calculateur pour lui transmettre les données correspondant au rapport de densité et au couple nominal d'une turbine pour des conditions prédoterminéés d'altitude, de température et d'humidité et les exigences concernant la réserve de carburant, et des indicateurs 25 pour afficher les paramètres de fonctionnement de l'hélicoptère, est caractérisé en ce que : ledit calculateur de marge de puissance comprend notamment : une première partie apte à calculer-le couple nomina1 et le rapport de densité à partir des données correspondant à la pression statique, à la température ambiante et au couple de 3C' sortie d'une turbine; une seconde pr.rtie reliée à la sortie de la première p-rtie qui fournit le couple nominal et qui calcule le poids correspondant à la possibilité de planer et le poids de la cellule, et un système de commutatioh-permettant soit de mettre à jour les données entrées dans le calculateur au fur et è mesure 35 qu'un vol se poursuit, soit d'introduire dans le calculateur les données correspondant aux conditions du point final de la mission et d'interroger ledit calculateur à tout moment, en particulier avant le décollage. Suivant une caractéristique de réalisation, la première 40 partie du calculateur de marge de puissance comprend : un diaphragme BAD ORIGINAL 70 10161 3 2035894 vidé d'air qui se dilate et se contracte en fonction de la pression statique; un premier potentiomètre fonctionnel r^lié à uns sonde de température pour être excité par elle et possédant une prise mobile qui est conrnondée par les mouvements du diaphragme si bien que cette prise mobile fournit un signal correspon- ant au couple 5 noai nal c'e la turbine, et un sec .".-nd ..^otentiomc-tre fonctionnel relié à la sonde 6e température et possédant une orise mobile oui est commandée par les mouvements du diûphracœe si bien aue cette prise mobile fournit un signal correspondant au rapport ■ e densité. Suivant une autre caractéristique de réalisation la 10 seconde partie du calculateur de marge de puissance qui est connectée à la sortie du second potentiomètre fonctionnel et reçoit également le couple maximum disponible sur la turbine comprend : un circuit de calcul fournissant un signal correspondant au poids maximum permettant de planer; un circuit de soustraction recevant 15 ce dernier signal ainsi qu'un signal correspondant au poids maximum brut et fournissant un signal correspondant à la différence entre le poids maximum permettant de planer et le pdiids brut; une source de signal variable reliée à la sortie du circuit de soustraction et fournissant un signal correspondant au ooids de fret • premier circuit d'addition recevant le poids de frêt naximum/ 20 maximum/et le poids ae la celiule et effectuant la somre de ces I deux signaux; un second circuit d'addition connecté à la sortie du premier circuit d'addition et.recevant un signal correspondnt au poids de carburant et fournissant un signal de sortie correspondant au poids maximum brut, la sortie de ce second circuit d'addi-25 tion étant en particulier connectée à une entrée du circuit de soustraction ci-dessus»- Suivant une autre caractéristique de réalisation le dispositif de commutation permet de remplacer le signal correspondant au couple nominal par un signal correspondant au couple de 30 sertie de la tur" ine et d'introduire le poids de carburant restant à bord ainsi que le poids de la cellule nue tandis que l'hélicoptère fonctionne dans des conditions d'équilibr , si bien que le calculateur fournit alors des signau:: cor respondant au poids de • frêt rxel, au poids brut réel et a- p^ids réel penne '".tant de 35progresser en planant» D'autres caractéristiques ressortiront de la description qui va suivre et qui n'est donnée qu'à titre d'exemple. A cet effet on se reportera aux dessins joints dans lesquels les mêmes 40références numériques désignent les mêmes éléments : T BAD 4-iîiGlNAL 70 10161 4 2035894 - La Figure 1 est une courbe illustrant la relation entre la température ambiante et le rapport de la puissance maximum en chevaux vapeur d'uhe turbine au rapport de densité pour un hélicoptère type à turbine; 5 - La Figure 2 est une courbe illustrant l'effet de proximité de sol sur la puissance exigée pour pl~ner dans le cas d'un hélicoptère; - La Figure 3 est un schéma bloc illustrant les éléments essentiels d'un sytème permettant de calculer et d'afficher la 10 possibilité d'exécution d'unemission réalisé suivant la présente invention* - La Figure 4 est un schéma bloc de réalisation du calculateur de puissance marginale illustré à la Figure 3; - La Figure 5 est un schéma bloc de réalisation d'une 15 partie du calculateur et de l'indicateur de la Figure 3 permettant de calculer et d'afficher le pourcentage de couple maximum et le couple réel; - La Figure 6 est un schéma bloc de réalisation d'une autre partie du système de la Figure 3 utilisée en liaison avec 20 la partie illustrée à la Figure 5 pour calculer et afficher les poids de frêt maximum et réel; - La Fig. 7 est un schéma bloc de réalisation d'une autre partie du système de la Figure 3 utilisée en liaison avec les parties illustrées aux Figures 5 et 6 pour calculer et afficher 25 la vitesse critique correspondant à la perte de sustentation, le rayon d'action maximum, la vitesse optimum poar un temps de vol maximum, la vitesse optimum pour un rayon d'action maximum; - La Figure 8 représente une famille de courbes correspondant à la relation entre le poids brut, le rapport de densité 30 et la vitesse critique correspondant à une perte de sustentation p&ur un hélicoptère; - La Fig. 9 représente une famille de courbes correspondant à la relation entre le poids brut, l'altitude et la vitesse optimum d'un hélicoptère pour un temps de vol maximum. 35 - La Figure 10 représente une famille de courbes correspondant à la relation entre poids brut, altitude et vitesse optimum d'un hélicoptère pour un rayon d'action maximum, et - La Figure 11 représente une famille de courbes correspondant à la relation entre rayon d'action possible d'un hélicoptère 40 à altitude constante et variation du poids brut. BAD ORIGINAL 70 10161 5 2035894 On comprendra aisément à la lecture de la description » qui suit que l'invention s'applique immédiatement à tout appareil à turbine. Le pourcentage de couple maximum ri'un appareil à turbine 5 peut être calculé en utilisant les paramètres suivants : la température T2 des gaz à l'entrée du compresseur-générateur; la pression P2 des gaz à l'entrée du compresseur-générateur; le coefficient d'humidité et le couple réel de l'appareil. Les turbines des hélicoptères sont essentiellement des appareils à vitesse constante 10 si bien que le couple développé correspond à la puissance à la sortie de l'appareil. Dans les hélicoptères les paramètres T2 et P2 sont voisins des conditions ambiantes si bien que la température ambiante peut être utilisée pour T2et la pression statique pour PQ. En se reportant à la Figure 3 une paire de détecteurs de couple 4 et 5 fournissent des signaux correspondant au couple réel de l'appareil pour les deux turbines. Un détecteur de poids de carburant 6 fournit un signal correspondant au poids de carburant restant. Une sonde de température 7 détecte la température 20 ambiante. Une sonde de pression 76 fournit la prssion statique.. Un bouton moleté 77 est utilisé pour régler et fournir un signal correspondant au poids de la cellule. Un bouton moleté 78 est utilisé pour régler et fournir un signal correspondant au pas collectifo 25 Tous ces signaux sont transmis au calculateur de puissance marginale 1 qui fournit en réponse des signaux de sortie correspondant au poids de fret et au pourcentage de couple maximum pour chaque turbine à un indicateur de pourcentage de couple maximum 2. L'indicateur 2 a une paire d'aiguilles indicatrices 8 30 du pourcentage de couple maximum pour chaque turbine,- se déplaçant devant une échelle graduée en po'-r cents et ayant un index de "partez-ne-partez- pas". L'index "partez-ne-partez pas" a une base de vitesse aérodynamique correspondant à un décollage étun atterissage courts (STOL), point qui sera explicité ci-après. 35 Un compteur numérique 70 sert à afficher le poids de frêt. Des boutons moletés 11 peuvent être utilisés pour introduire dans le calculateur de puissance marginale 1 des signaux de réglage pour le cas d'un fonctionnement de chacune des turbines en dessous des conditions normales. Un commutateur 12 permet d'introduire un 40 signal dans le calculateur de puissance marginaleldemandant à ce 70 10161 6 2035894 dernier de fournir les signaux correspondant au couple réel» Le calculateur de puissance marginale 1 fournit encore des signaux correspondant a la vitesse critique en relation avec la perte de sustentation, le rayon d'action maximum, la vitesse 5 optimum pour un temps de vol maximum à un indicateur de vitesse aérodynamique 3. Cet indicateur reçoit la pression statique de la sonde de pression 76 et la pression totale d'une sonde de pression 79 a partir desquelles il calcule et affiche la vitesse aérodynamique présente. Un compteur numérique 13 affiche le 10 rayon d'action maximum. Un index variable 14 indique la vitesse critique correspondant â la perte de sustentation. Un second index variable 15 répond aux signaux de vitesse optimum pour indiquer soit la vitesse optimum pour le rayon d'action maximum ou le temps de vol maximum suivant la position d'un commutateur 15 17. Un commutateur 1 6 de mise à jour du poids de frêt permet d'introduire un signal dans le calculateur pour mett. e à jour le signal correspondant au poids de frêt» Un indicateur lumineux 75 informe lorsque le commutateur de mise à jour du poids de frêt doit être mis en fonctionnement. 20 Un tableau de commande de destination 18 permet d'in troduire manuellement des signaux correspondant aux conditions du point de destination ainsi que pour interroger le calculateur» Un bouton moleté 19 permet d'introduire et de régler un signal cor espondant à l'altitude de destination. Un signal correspon-25 dant à la température ambiante au lieu de destination peut' être . introduit et réglé à l'aide d'un bouton moleté 20. Un autre bouton moleté 21 est utilisé pour introduire et régler un signal correspondant aux besoins en réserve de carburant pour parvenir à destination. Un commutateur à trois positions 22 est utilisé 30 pour introduire un signal correspondant à une humidité humide' normale ou sèche. Une paire de commutateurs 23 et 24 sont utilisés pour interroger le calculateur au sujet respectivement de la puissance et du poids de frêt maximum à destination. Le commutateur 24 a une position de verrouillage dans la situation 35 "interrogation". Le tableau de commande de destination 18 calcule et fournit des signaux au calculateur de puissance marginale correspondant aux paramètres de destination suivants : couple nominal de turbine, rapport de densité, humidité; réserv/^ar-burant. Il fournit aussi au calculateur des signaux d'interro-40 gation sur le poids de frêt maximum et la puissance relativement 70 10161 7 2035894 au point de destination» Suivant le mode de r^alis tion de la figure 4 le calcu--lateur de uissance marginale comprend un calculateur de couple no: inal et de rapport de densité 25 répondant aux signaux de pres-5 -sion statique, de température et d'humidité. Le signal de couple est appliqué à une p?ire de dispositifs de réglage de gain 26 et 27 qui ré-ondent aux signaux de rèc;!.age de fonctionnement de turbine en régime inférieur à la normale en provenance de l'indicateur 2 de pourcentage de couple maximum en comoens-'tion d'un 10 fonctionnement de l'appareillage en dessous de la normale. Les dispositifs de réglage de gain 26 et 27 fournissent des signaux correspondant au couple disponible sur la turbine à une paire de limiteurs 28 et 29 pour limiter les signaux de couple disponibles à un niveau maximum correspondant à la possibilité de couple maxi-15 -mum que peuvent assurer les turbines. Ces signaux de couple disponible sont transmis à des calculateurs 30 et 31 de pourcentage de couple maximum cui reçoivent aussi les signaux de couples en provenance des détecteurs 4 et 5. Les calculateurs 30 et 31 fournissent des signaux correspondant au pourcentage du couple 20 maximum pour chaque turbine et répondent au signal de commande d'affichage de couple pour fournir les signaux de couple réels à la place des signaux de pourcentage de couple maximum. Un calculateur de poids permettant à l'hélicoptère de planer 32 reçoit les signaux de couple maximum disponible, le 25 signal de rapport de densité, et le signal de couple réel pour chaque turbine. Le calculateur du poids permettant de planer 32 répond à un signal de commande de mise à g.our du poids de... frêt. en transformant le signal de poids maximum permettant de planer en un signal de poids réel permettant de planer. Le calculateur 32 30 répond aussi au signal d'interrogation de la puissance de destina--tion en provenance du tableau de commande de destination 1 6 pour fournir un signal correspondant aux besoins en couple QD pour parvenir à destination. Un calculateur 33 de poids de frêt reçoit le signal de poids maximum permettant de planer pour fournir un 35 signal correspondant au poids de fret maximum. Un circuit d'addition 34 ajoute le signal correspondant au poids de la cellule au signal correspondant au poids maximum de frêt pour fournir un un signal correspondant au poids brut avec un poids de carburant nul. Un second circuit d'addition 35 ajoute le signal représentant 40 le poids de carburant au signal correspondant au poids brut avec 10161 8 2035894 un poids de carburant nul pour fournir un signal correspondant au poids brut maximum. Ce dernier signal est transmis au calculateur 33 de poids de frêt dans lequel il est comparé au signal représentant le poids maximum permettant de planer pour régler ce 5 dernier calculateur jusqu'èce que le signal correspondant au poids maximum brut soit égal au signal représentant le poids maximum permettant de planer. Lorsque la commande de mise à jour du poids de frêt est transmise le signal de sortie du calculateur de poids de frêt correspond au poids de fret réel et le poids brut maximum 10 devient le poids brut réel. Un calculateur de rayon d'action maximum 36 reçoit les signaux de rapport de densité, de poids brut réel et de poids brut correspondant à une réserve nulle de carburant. Un calculateur de vitesse critique 37 correspondant à la perte de sustentation ; un 15 calculateur 38 de vitesse optima pour un temps de vol maximum et un calculateur 39 de vitesse optima pour un rayon d'action maximum reçoivent chacun le signal de rapport de densité et celui de poids brut réel. Suivant le mode de réalisation plus détaillé de la fi-20 -gure 5 correspondant à la partie 25 du calculateur fournissant les signaux de pourcentage de couple maximum et de couple réel, un signal en provenance d'une sonde de température 7 est modifié par un dispositif 40 de réglage de gain fonctionnant en réponse au signal relatif à l'humidité en provenance du tableau de commande 25 18. Deux potentiomètres 41 et 42 ont des p3~:ses mobiles ^"3 et 44 qui sont couplées à un diaphragme 46 dans lequel on a fait le vide. Ces de.ux potentiomètres 41 et 42-ont des prises mobiles 43 et 44 qui sont couplées à un diaphragme 46 dans lequel on a fait le vide Ces deux potentiomètres et 42 sont reliés au dispositif 40 de 30 réglage de gain et excité1- par le signal qui en provient. La pression statique est transmise à une ouverture d'un boitier scellé 45 qui contient le diaphragme si bien que ce dernier se dilate et se contracte en relation avec la pression statique. Les prises mobiles 43 et 44 se déplacent donc en fonction de la pression statique. Le 35 potentiomètre 4'; ert bobiné pour fournir un signal correspondant au couple nominal de la turbine aux conditions ambiantes lorsqu'il est excité par un signal correspondant r la température ambiante et que la prise mobile est déplacée en fonction de la pression statique. Le potentiomètre 41 est bobiné pour produire un signal 40 correspondant au rapport de densité ; c'est à dire au rapport de 70 10161 2035894 la pression ambiante à la pression au niveau de la mer compensé pour les variations de température, lorsqu'il est excité par un signal correspondant à la température et que sa prise mobile 43 est déplacée en fonction de la pression statique. 5 La prise mobile 43 du potentiomètre 41 est connectée à un contact ordinairement fermé d'un commutateur 47 et la prise mo--bile 44 du potentiomètre 42 est connectée à un contact ordinaire--ment fermé d'un commutateur 48 relié à une entrée commune à deux dispositifs régulateurs de gain 26 et 27 qui règlent le signal du 10 couple nominal de la turbine pour introduire une compensation à un fonctionnement inférieur à la normale de la turbine. Chaque régulateur de gain fonctionne en réponse à un signal de réglage introduit à l'aide d'un bouton moleté 11 situé sur l'indicateur de pourcentage de couple maximum 2 illustré à la figure 3. Les dispo-15 -sitifs 26 et 27 de réglage de gain fournissent des signaux cor--respondant au couple disponible pour chaque turhine et ils sont connectés par leur sortie à des limiteurs 28 et 29 dont le rôle est de limiter chaque signal à un niveau correspondant au couple maximum qui peut être produit en toute sécurité par les turbines 20 de l'hélicoptère. Les limiteurs fournissent donc des signaux correspondant au c ouple maximum disponible pour chaque turbine et sont connectés aussi à des calculateurs 30 et 31 de pourcentage de couple maximum. Les,détecteurs de couple de turbine 4 et 5.sont reliés chacun a un calculateur 30 et 31 par l'intermédiaire de 25 commutateurs 49 et 50. Les calculateurs divisent le signal de couple réel par le signal de couple maximum disponible pour obte--nir le pourcentage de couple maximum pour chaque turbine et four--nir les signaux correspondants. Chaque calculateur a une sortie reliée à l'indicateur de couple 2 lequel affiche le pourcentage de 30 couple maximum pour chaque turbine. Le commutateur de commande d'affichage de couple 12 sur l'indicateur de couple 2 est relié aux calculateurs 30 et 31 . La mise en fonctionnement de ce commutateur amène les calculateurs 30 et 31 à transmettre les signaux de couple réel de turbine di-35 -rectement à l'indicateur de couple 2 pour que ce dernier les affiche. Le réglage des turbines pour un fonctionnement inférieur à la normale est complété lorsque l'hélicoptère est à terre. On pousse les turbines jusqu'à leur puissance maximum et le réglage de chaque turbine est effectué pour une lecture de cent pour cent 70 10161 10 2035894 sur l'indicateur de pourcentage de couple maximum. Si l'on se reporte à la figure 2 on note qu'un hélicoptère peut planer lorsqu'il est soumis à l'effet de sol avec une fraction de couplequi lui est nécessaire pour planer lorqu'il 5 n'est plus soumis à l'effet de sol. Au moment du décollage un hélicoptère peut planer avec un couple égal à 75 % de celui qui est nécessaire à cent pieds soit environ 30 mètres d'altitude. Par conséquent un pilote peut être assuré d'avoir un couple suffisant pour planer sans être soumis à l'effet de sol s'il peut décoller 10 avec une puissance égale à 75 % de la puissance maximum indiquée par l'index "p?rtez - ne partez pas" de l'indicateur de couple 2. Suivant le mode de réalisation de la figure 6 les si--ganux de couple maximum disponible en provenance des limiteurs 28 et 29 d la figure 5 sont reliés aux extrémités ordinairement 1 5 fermées de commutateurs respectifs 51 et 52. Ces commutateurs ont des bornes ordinairement ouvertes qui sont reliées à des détecteurs de couples 4 et 5 qui fournissent un signal de couple réel pour chaque turbine. La borne fixe du srommet du bras mobile de chacun des commutateurs 51 et 52 est reliée à un circuit addition-20 -neur 53 qui fait la somme des deux signaux et qui a une sortie fournissant un signal correspondant au couple disponible total maximum pour les deux turbines et qui est reliée à un circuit de calcul 54 par l'intermédiaire d'un comnutateur 55 normalement fermé. Le circuit de calcul 54 est également relié au calculateur 25 25 de couple nominal et de rapport de densité dont il reçoit le signal du rapport de densité. Le circuit de calcul 25 résout l'équation aérodynamique: Q = R.K.f (W/R) 3//2 (1) pour la valeur de W. Dans cette équation Q est le couple total 30 maximum disponible. K et une contante pour la vitesse aérodynamique zéro de l'hélicoptère, R est le rapport de densité, W est le poids maximum de l'hélicoptère qui lui permet de planer pour des valeurs présentes de Q et de R. Le circuit de calcul 54 four--nit un signal correspondant au poids maximum permettant de planer 35 et il est relié à un limiteur 56 qui limite le signal de poids maximum permettant de planer, c'est à dire de progresser à altitude constante à un niveau qui n'excède pas la limite représentée par le poids brut maximum de l'hélicoptère. Le limiteur 56 est relié par sa sortie à un circuit de 40 soustraction 57. une so-rce de signal variable 58 est connectée à 70 10161 n 2035894 une sortie du circuit de soustraction 57 et elle a sa sortie con--nectée à un circuit de maintien 59 aucuel elle fournit un signal correspondant au poids maximum de frêt. Le circuit de maintien 59 répond à un signal soit de contrôle du pas collectif soit de com-5 -mande de mise s jour du frêt pour conserver en mémoire ou au contraire pour transmettre le signal de poids maximum de fret. Le circuit de maintien 59 a une sortie reliée à un circuit d'addition 34 recevant un signal correspondant au poids de la cellule : il additionne les deux signaux pour fournir un signal correspondant 10 au poids brut avec une charge de carburant nulle. Le circuit d'addition 34 est connecté à un autre circuit d'addition 35 qui re--çoit un signal correspondant au poids de carburant-réel. La connexion d'entrée du circuit additionneur 35 lui amenant le signal de poids de carburant relie la borne fixe du bras mobile d'un 1 5 commutateur 61 ayant un contact ordinairement fermé relié au détec--teur 6 de poids de carburant de la figure 3. Le circuit d'addition 35 ajoute le signal de poids de carburant et le signal de poids brut correspondant à un poids de carburant nul pour fournir un signal de poids brut maximum qui est transmis au circuit de sous- ^ -traction 57. Le circuit de soustraction 57 compare les signaux de poids brut maximum et de poids mximum permettant de planer et fournit un signal différence à la source de signal 58 qui modifie le signal de poids de fret jusqu'à ce que le signal de poids brut 25 maximum soit égal au signal de poids maximum permettant de planer. La sortie du circuit de maintien 59 est reliée à l'indicateur de couple 2 et lui transmet pour affichage sur un compteur numérique 10 le signal de poids de frêt. Lorsque l'hélicoptère est à terre le signal de poids de frêteorrespond au signal de frêt maximum. 33 Lors du décollage le contrôle de pas collectif fournit un signal au circuit de maintien 59 pour retenir en mémoire le signal de poids maximum de frêt. Le signal de contrôle ce ras collectif provoque aussi l'allumage de l'ampoule de mise à jour 75 sur l'indicateur 3. A un instant approprié après le décollage, le pilote peut provoquer la transformation" du signal de poids de frêt maxi--mum en poids de frêt réel en faisant fonctionner le commutateur 16 de mise à jour de poids de frêt sur l'indicateur 3 tout en vo--lant à une vitesse aérodynamique constante prédéterminée. le cal-40 -culateur 54 est connecté à l'indicateur de vitesse aérodynamique 3 10161 12 2035894 il répond au signal de mise à jour de frêt et modifie la valeur de la constante K dans l'équation (1) ci-dessus pour l'amener à la valeur correspondant à. la vitesse aérodynamique prédéte^inée. Les commutateurs 51 et 52 fonctionnent aussi en réponse à la com-5 -mande de mise à jour du frêt et leurs bras mobiles respectifs viennent au contact des bornes reliées aux détecteurs 4et 5 de signaux de couple réel des turbines. Le calculateur 54 calcule le po'ds réel permettant de planer en résolvant l'équation (1) et en utilisant le couple réel de la turbine au lieu du couple maximum 10 disponible et la valeur de la constante correspondant à la vitesse aérodynamique prédéterminée. Le circuit de maintien 59 répond au signal de mise à jour en libérant le signal de poids de frêt et en permettant à ce dert-ier de se mettre à jour à l'aide du poids de frêt réel en provenance de la source de signal variable.58. 15 Lorsque le commutateur de mise à jour 16 est relâche, le circuit de maintien 59 met en mémoire le signal de poids réel de frêt qui est affiché sur le compteur numérique. Au fur et à mesure que l'hélicoptère poursuit sa course, le signal de poids brut est continuellement réduit en même temps que le poids de carburant réel 20 diminue. La sortie du circuit de soustraction 57 est reliéeè une borne ordinairement ouverte du commutateur 55. La borne ordinai--rement ouverte du commutateur 61 est reliée au tableau de contrôle de destination 1 8 et reçoit un signal correspondant au poids de car 25 burant de réserve à destination. Préalablement au décollage, le pilote peut déterminer le poids de frêt maximum qui peut être transporté destination en toute sécurité. Le pilote doit introduire dans le calculateur l'altitude du lieu de destination pour simuler la pression statique 30 la température à destination et le poids de carburant de réserve cui est exigé au lieu de destination. Le pilote interroge ensuite le système de calcul en agissant sur le commutateur 24 de poids de frêt maximum à destination sur le tableau de contrôle de destination 18. Le fonctionnement de ce commutateur 24 fait fonction--35 -ner les commutateur'- 47 et 48 de 1" figure 5 qui connectent le rapport de densité destination et le couple nominal de la tur--bine h destination au système calculateur, et le commutateur 61 de la figure 6 oui connecte le signal de réserve de carburant au système calculateur. Le système calculateur est ainsi confronté 40 avec les conditions au lieu de destination et le poids maximum 70 10161 13 2035894 de frêt correspond alors au poids de frêt maximum qui peut être chargé à bord avec la certitude d*un atterrissage convenable au lieu de destination. Si le poids maximum de frêt a destination est la valeur reàrictive, elle peut alors être verrouillée dans le 5 compteur numérique 10 en transférant le commutateur de poids maxi--mum de fret à destination à sa position de verrouillage. Ainsi le pilote a devant les yeux la limite de charge de frêt qui reste affichée jusqu'à ce que le commutateur de mise à jour de poids de frêt soit mis en fonctionnement. 10 Un pilote peut à n'importe quel moment après avoir éta- -bli le poids de frêt effectif interroger le système de calcul pour déterminer la puissance nécessaire à l'atterrissage et si une technique particulière d'atterrissage "est nécessaire. En mettant en fonctionnement le commutateur 23 de puissance de destination sur le 15 tableau 18 de contrôle de destination le pilote confronte le système de calcul avec les conditions du lieu de destination de la même manière que lorsque le commutateur de poids de f rêt maximum pour le lieu de destination est mis en fonctionnement. Le commutateur 55 de la figure 6 commute l'entrée du calcula teur 54 sur 20 la sortie du circuit de soustraction 57. LE calculateur 54 règle le signal du poids maximum permettant de planer jusqu'à ce que le signal à la sortie du circuit de soustraction 57 soit nul et par conséquent le signal du poids permettant de planer est alors égal au signal de poids brut qui pendant le test est égal au signal de 25 poids brut du lieu de destination. Le calculateur 54 fournit aussi le signal QD qui correspond au couple requis pour pouvoir planer avec le poids brut de destination. Ce signal Qd est calculé suivant l'équation (1). Les commutateurs 49 et 50 à la figure 5 connectent les calculateurs 30 et 31 à la sortie du calculateur 54 qui fournit 30 le signal QD. Les calculateurs 30 et 31 calculent le pourcentage dé couple maximum requis pour planer à destination qui est affiché sur l'indicateur de couple. Si le pourcentage maximum requis pour planer est supérieur à 75 % suivant l'indication de l'index "partez - ne partez pas" 9, il peut être demandé au pilote d'exé-35 cuter un a terrissaae court à la vitesse aérodynamique indiquée par la base de vitesse aérodynamique STOL sur l'index "partez-ne partez pas" 9. Une fois que Uhélicoptère se trouve à nouveau soumis à l'effet de terre le pilote peut revenir à une situation dans laquelle il fait planer l'appareil pour atterrir. Ainsi le 40 pilote est avisé à l'avance de la nécessité d'une approche du 70 10161 14 2035894 du type STOL. La figure 8 représente une famille de courbes correspondant à la relation entre rapport de densité, poids brut et vitesse critique correspondant à une perte de sustentation. Dans la figure 5 7 une mémoire 63 reçoit le signal de rapport de densité en provenance de la figure 5 et fournit un signal correspondant à la vitesse critique pour un rapport de densité et un poids brut spécifié de trente mille livres suivant, les indications de la figure 8. LTne seconde mémoire 62 reçoit le signal de poids brutprésent en pro-10 -venance de la figure 6 et fournit un signal correspondant à une différence dans la vitesse critique résultant d'une différence entre le poids brut réel et trente mille livres. Un circuit d'addition 64 est relié aux sorties des mémoires 62 et 63 et additionne les signaux qui en proviennent. Le circuit d'addition 64 a 15 une sortie reliée a l'indicateur de vitesse 'aérodynamique 3 et fournit un signal correspondant à la vitesse critique effective qui est affichée à l'aide de l'index mobile 14 sur l'indicateur 3. La figure 9 représente une famille de courbes correspondant à la relation entre poids brut, altitude et vitesse optimum 20 d'un hélicoptère pour un temps de vol maximum. Il est nécessaire de prévoir des mémoires pour des altitudes variées et d'interpoler pour les altitudes intermédiaires. À la figure 7, des mémoires 65,66 et 67 fournissent des signaux correspondant respectivement à la meilleure vitesse au niveau de la mer, à cinq mille pieds et 25 a dixmille pieds respectivement en fonction du signal de poids ■ brut présent suivant les courbes de la figure 9. Les mémoires 65, 66 et 67 ont des sorties qui sont connectées à un appareil d'interpole-- ion 68 qui reçoit aussi le rapport de densité pour inter--poler entre les trois altitudes et fournir un signal correspondant 30 à la meilleure vitesse pour un temps de vol maximum avec l'altitude et le poids brut présents. le circuit d'interpolation a une sortie connectée à l'indicateur de vitesse aérodynamique 3-qui affiche cette meilleure vitesse au moyen d'un index mobile 15. Le circuit d'interpolation peut être un potentiomètre d'interpolation standard 35 ayant des prises excitées par lessignaux de sortie des mémoires et une prise mobile se déplaçant en fonction de l'altitude. La figure 10 représente une famille de courbes correspondant à la relation entre altitude, poids brut et vitesse optimum pour rayon d'action maximum. Les courbes aux diverses altitudes sont 40 semblables par.conséquent deux mémoires seulement suffisent. 70 10161 15 2035894 A la figure 7, une mémoire 69 fournit un signal correspondant à la meilleure vitesse à cinq mille pieds d'altitude en accord avec la courbe de la figure 10 pour un signal correspondant au poids brut. Une seconde mémoire 70 fournit un signal cor~espond--nt à une va-5 -ri-tion dans la meilleure vitesse pour une modification du rapport de densité lorque cette seconde mémoire reçoit un signal correspondant à un rapport de densité. Puisque le rapport de densité correspond à l'altitude, le signal correspond à une variation dans la meilleure vitesse pour une modification en altitude. 10 Un circuit additionneur 71 est relié aux sorties des mémoires 69 et 70 et ajoute leurs signaux pour fournir un signal correspondant à la meilleure vitesse pour un rayon d'action maximum. Le circuit d'addition 71 a-une sortie connectée à l'indicateur de vitesse aérodynamique 3 et le signal qui en provient est affiché au moyen 15 d'un index mobile 15. La figure 11 représente une famille de courbes correspor -dant à la relation entre poids brut, altitude et rayon d'action possible. A la figure 7 une mémoire 7.' reçoit le signal de poids brut présent et le signal de rapport de densité et fournit un 20 signal correspondant au rayon d'action maximum à l'altitude etrour le poids brut présents, une seconde mémoire 73 reçoit le signal de poids brut pour un poids de carburant nul et le signal de rap--port de densité et fournit un signal correspondant au rayon d'action à l'altitude et pour le poids brut avec carburant nul 25 présents. Les mémoires 72 et 73 ont des sorties qui sont reliées à un circuit de soustraction 74 qui fournitun signal proportionnel à la différence entre les deux rayons d'action et qui par consé--quent correspond au rayon d'action potentiel restant. Le circuit de soustraction 74 a une sortie qui est connectée à l'indicateur 30 de vitesse aérodynamique sur lequel Je rayon d'action potentiel restant est affiché sur le compteur numérique 13. Pour faire fonctionner le dispositif de calcul, d'affi--chage et d'interrogation pour une rission tvrique, un bouton moleté 77 est réglé pour introduire le poids de la cellule dans le 35 système de calcul. Les conditions d'altitude, de température et de réserve de carburant au lieu de destination sont introduites dans le système de calcul à partir des boutons de réglage du tableau de contrôle 18. Les conditions d'humidité locale sont introduites au moyen du commutateur 22. LE réglage pour desconditions de 40 fonctionnement en dessous de la normale et obtenu pendant que 70 10161 2035894 l'hélicoptère est au sol au moyen des boutons moletés 11. Le poids maximum de fret est indiqué sur le compteur 10. Le poids de frêt maximum avec lequel l'hélicoptère reut atterrir en toute sécurité à destination es déterminé en faisant fonctionner le commutateur 5 24 et en lisant le compteur 10 ; si le poids de frêt maximum à destination est la valeur restrictive il peut être verrouillé dans le compteur 10 en plaçant le commutateur 24 en position de verrouil--lage. Pour déterminer si 1'hélicoptère a suffisamment de puis-10 -sance pour s'arracher à l'effet de sol; le pilote doit augmenter le pas collectif jusqu'à ce que l'indicateur 2 affiche 75 pour cent du couple maximum, et si le décollage se produit alors, le pilote peut appliquer la pleine puissance avec l'assurance de pouvoir voler en dehors de l'effet de sol. Si le décollage ne se produit 15 pas le pilote peut effectuer, un décollage du type STOL si l'envi--ronnement le permet. S'il en est ainsi, le pas collectif est augmenté jusqu'à une valeur en dessous de 75 % et jusqu'à ce que le décollage en résulte. A cet instant la vitesse aérodynamique de STOL est lue sur l'index 9 ; cette vitesse aérodynamique doit être 20 atteinte pendant que l'hélicoptère est soumis à l'effet de sol et maintenue quand il n'est plus soumis à l'effet de sol. Le pilote doit augmenter la vitesse aérodynamique jusqu'à la valeur requise puis monter à l'altitude désirée. Après le décollage, le pilote peut alors déterminer le 25 poids de frêt r^el en volant à une vitesse aérodynamique spécifiée, en agissant .sur le commutateur 1 6 de mi.se à jour du poids de frêt •et en lisant l'indication du compteur 10. Après mise à jour de l'indication du poids de frêt, le pilote peut interroger le système de calcul pour déterminer le poids requis pour l'atterrissage 30 au lieu de destination en faisant fonctionner le commutateur 23 et en l:"s"*nt l'indicateur 2. Ce dernier indique le pourcentage de couple maximurr requis pour l'atterrissage et l'index Ç "partez- ne n"-tez pas" indique.si un a^terrissaoe court du t^pe STOL est nt ouellé vitesse ç-Todvnanicue est nécessaire / nécessaire .-'osqu'a ce -ne l'helicoptere soit a nouveau soumis a 3- l'effet de sol. Pendant le vol le svrtxme de cr.lcul indique également le rayo" d'action maximurr, la vites-e oérodynamique effective, la vi--tesr-e critique correspondant à la perte de sustentation , la vi--tesse optimum pour un rayon d'action maximum et la vitesse optimum 40 pour un temps de vol maximum. 10161 17 2035894 Le calculateur 1 fournit un signal correspondant au pourcentage de couple maximum pour chaque turbine, au couple effectif pour chaque turbine, au poids de frêt, au poids brut présent, à la vitesse critique correspondant à la perte de sustentation, à la vitesse 5 optimum pour le tenpsde vol maximum, à la vitesse optimum pour le rayon d'action maximum et au rayon d'action potentiel. Les. indica--téurs 2 et 3 comportent des moyens permettant d'afficher ces signaux. Bien entendu l'invention n'est~nullement limitée au mode de réalisation représenté et décrit qui ne l'a été qu'à titre 10 d'exemple. Il appartiendrait au technicien d'y apporter de nom--breuses modifications sans pour autant sortir du cadre de la présente invention. 70 10161 2035894 REVENDICATIONS 1) Système de calcul et d'affichage de la possibilité d'exécution d'une mission pour un hélicoptère à turbines qui comprend : un calculateur de marge de puissance recevant comme données à l'entrée 5 les conditions ambiantes telles que température et pression stati--qu.e ; le couple réel der turbines ; le poids de carburant à bord ; le poids de la cellule ; un tableau de commande du lieu de destina--tion susceptible d'être connecté au calculateur pour lui trans--mettre les données correspondant au rapport de densité et au couple 10 nominal d'une turbine pou1" des c nditions prédéterminées d'altitude de température et d'humidité et les exigences concernant la réserve de carburant et des indicateurs pour afficher la valeur des para--mètres de fonctionnement de^l'hélicoptère, caractérisé en ce que s le dit calculateur de rnarge/'iuissance comprend notamment : une 1 5 première partie apte à calculer le couple nominal et le rapport de densité à partir des données correspondant à la pression statique à la température ambiante et au couple de sortiedlineturbine ; une seconde partie reliée à la sortie de la première partie qui fournit le couple nominal et qui calcule le poids correspondant à la possi-20 -bilité de planer et le poids de la cellule, et un système de commutation permettant soit de mettre à jour les données entrées dans le calculateur au fur et à mesure qu'un vol se déroulera, soit d ' introduir^dans le calculateur des données correspondant aux condition^/point final de la mission et d'interroger le calculateur 25 à tout moment, en particulier avant le décollage. 2) Système de calcul et d'affichage suivant la revendication 1, caractérisé en ce que la première partie du calculateur de marge de puissance comprend : un diaphragme vide d'air qui se dilate et se contracte sous l'effet de la pression statique ; un premier 30 potentiomètre fonctionnel relié à une sonde de température pour être excité par elle et possédant une prise mobile qui est commandée- Par lec mouvements du diaphragme si bien que cette prise mobile fournit un signal correspondant au couple nominal de la turbine, et un second potentiomètre fonctionnel relia à la sonde de température 35 et possédant une prise mobile qui est commandée par les mouvements du diaphragme si bien que cette prise mobile fournit un signal correspondant au rapport de densité. 3) Système de calcul et d'affichage suivant la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la seconde partie du calculateur de marge de 70 10161 19 2035894 puissance qui est connectée à la sortie du second potentiomètre fonctionnel et qui reçoit également le couple maximum disponible sur la turbine comprend : un circuit de calcul fournissant un signal correspondant au poids maximum permettant à l'hélicoptère de planer 5 un circuit de soustraction recevant ce dernier signal ainsi 4u'un signal correspondant au poids maximum brut et fournissant un signal correspondant à la différence entre ces deux signaux ; une source de signal variable connectée à la sertie du circuit de soustraction et fournissant un signal correspondant au poids de fret maximum ; 10 un premier circuit d'addition connecté à la sortie de la source de signal variable et recevant en outre un signal correspondant au poids de la cellule pour délivrer un signal égal à la somme des deux signaux reçus et correspondant au ooids brut nour une quantité ■connecte à la nullfi.de carburant ; un second circuit d'addition ht recevant en sorrre du premier circuit d'addition/ 1 5 outre un signal correspondant au poids de carburant pour fournir un signal correspondant au poids maximum brut, la sortie de ce second circuit d'addition étant en particulier connectée à une en- . -t'rée du circuit de soustraction ci-dessus. 4) Système de calcul et d'affichage suivant la revendication 3, ^ caractérise en ce que la seconde partie du calculateur de marge de puissance comporte des commutateurs qui, lorsqu'ils sont mis en fonctionnement, remplacent le signal de couple maximum disponible par le couple à la sortie d'une turbine tandis que l'hélicoptère vole à une vitesse aérodynamique spécifiée, et commutent le calcu-25 -lateur sur une mémoire pour cette vitesse si bien quv la seconde partie du calculateur fournit des signaux correspondant aux poids effectif pour planer et au poids de frêt effectif. 5) Système de calcul et d'affichage suivant les revendications 1 à 3, caractérisé en ce q"-e le calculateur de marge de ouiscance com- 30 -prend en outre : un calculateur de vitesse critique correspondant à la perte de sustentation relié à la sortie du second circuit d'addition et à. la prise mobile du second potentiomètre ; un calculateur de vitesse optimum pour un r.^yon d'action maximum relié à la sortie du second circuit d'addition et à la prise mobile du 35 second potentiomètre ; un calculateur de vitesse optinum pour un temps de vol maximum relié à la sortie du second circuit d'addition et à la prise mobile du second potentiomètre, et un calcul'teur de rayon d'action maximum relié à la sortie du premier circuit a'addition, à la sortie du second circuit d'addition et à la prise mobile du second potentiomètre. 70 10161 20 2035894 6) Système de calcul et d'affichage suivant les revendications 1, 3 et 4, caractérise en ce que les informations ayant été transmises par l'intermédiaire du tableau de commande du lieu de destination, correspondant au rapport de densité et au couple nominal de turbine 5 dans des conditions de destination déterminées en altitude, tempé--rature, humidité et réserve de carburant et les commutateurs appropriés ayant été mis en fonctionnement pour répondre à une connande d'interrogation de poids de frêt maximum pour le lieu de destination, un signal de rapport de densité à destination, un 10 signal de coup'e nominal de turbine à destination et un signal d'exi -cence de réserve de carburant è. destination sont substitués res--pectivement au signal de rapport de densité ef/ectif et au signal de poids de carburant -effectif aux entrées des calculateurs respectifs et le signal de poids maximum de frêt devient le signal de 15 poids maximum de frêt à destination à la sortie de la seconde partie du calculateur de marge de puissance. 7) Système de calcul et d'affichage suivant la revendication 1, caractérisé par un bouton moleté pour régler et adresser un signal au calculateur de puissance marginale correspondant au pas collectif 20 en ce que un indicateur de pourcentage de couple maximum disponible c un index "partez - ne partez pas" si bien que le dit calculateur peut déterminer et afficher si l'hélicoptère a suffisamment de puissance pour planer après s'être libéré de l'effet de sol. S) Système de calcul et d'affichage suivant les revendications 1 et 3, caractérisé en ce que sor indicateur de pourcentage de couple maximum comporte un commutateur permettant de transmettre un signal au calculateur de uis?ance marginale pour amener celui-ci par l'intermédiaire de ses calculateurs de pourcentage de couple maximum à engendrer de signaux correspondant au c -uple réel. 30 9) Système de calcul et d'affichage suivant les revendications 1 et 3, caractérisé par un indicateur de vitesse aérodynamique comportant un connutateur de mise à jour du poids de frêt qui lorsqu'il est mis en fonctionnement, provooue une commande de mise à jour du poids de frêt si bien que le signal à la sortie de 1": seconde partie du 35ca ] cul ateur correspond au poids de f-rêt réel et cvs le signal ~ la sertie du second circuit d'addition devient un si anal correspondant au poids brut réel lorsque 1'hélicoptère fonctionne erns d~r condi--tions d'équilibre.