FR 2334942 A1 19770708 FR 7537861 A 19751210 La présente invention concerne un système de controle de l1ap- proche décélérée d'un aérodyne sur le ftglldeft -e'est-à-dire le radioalignement assurant le guidage en pente de aérodyne en vue de son atterrissage- qui utilise les propriétés de la pente totale Y t. D'une manière générale on sait que selon la procédure d'approche et d'atterrissage communément appelée I.1.S., une fois que l'avion a été amené à l'entrée du couloir d'approche et après la capture du glide, le pilote doit amener assez t3t l'aérodyne en configuration finale d'atterrissage et doit, en conséquence - sortir le train d'atterrissage, - disposer les hypersustentateurs (volets) en configuration finale d'atterrissage, et ce, en suivant la pente imposée par le glide et en maintenant une vitesse de référence V ref. Cette action staccompagne nécessairement, en raison du freinage aérodynamique exercé sur l'avion (notamment, par les volets et le train d'atterrissage), par une action sur les manettes des gaz en vue d'augmenter le régime de la motorisation. Un tel accroissement du régime de la motorisation se traduit donc en premier lieu par un bruit important au niveau du sol, qu'il s'agisse du bruit moyen mesuré suivant la norme FAR Part 36, (micros situés à 400 pieds environ sous l'axe glide), ou même de la surface de la zone touchée par ce bruit, et, en deuxième lieu, par une augmentation de la consommation énergétique de l'aérodyne. L'invention a, en conséquence, pour but la réalisation d'un système qui permette d'effectuer une approche décélérée sur le glide, et ce, en réduisant au minimum, et le plus longtemps possible, la motorisation de l'aérodyne, de manière à réduire le bruit dans la phase finale de l'approche, et, en même temps, diminuer la consommation énergétique de l'avion. L'invention parvient à ce résultat et propose, à cet effet, un système qui permet d'approcher le glide å grande vitesse, d'entamer la descente en suivant la pente glide à grande vitesse, train sorti et volets non complètement sortis, puis d'amorcer une phase décélérée, avec les volets en position d'atterrissage, en réglant la motorisation au ralenti vol, de manière à atteindre une vitesse Vref + 10 noeuds au passage d'une altitude hf donnée puis de passer progres-sivement de la vitesse Vref + tO noeuds à la vitesse Vref avec une relance de la motorisation, et ce, dans la configuration d'atterrissage, l'altitude hf étant suffisamment grande pour que, à plus basse altitudeail il soit possible d'entreprendre une remise de gaz si pour une raison quelconque l'approche devait hêtre interrompue. Ce système comprend essentiellement, d'une part, des moyens permettant de déterminer l'altitude ho et doc l'instant où il faut réduire la motorisation et sortir les volets en position d'atterrissage pour atteindre,à l'altitude hf,la vitesse Vref + 10 noeuds, des moyens pour contrôler, à intervalle régulier, la décélération de l'avion et en particulier la pente total st pour indiquer au pilote s'il doit relancer momentanément la motorisation pour compenser un écart entre la pente totale ut et une pente calculée de référence (t)D, et enfin, éventuellement, des moyens pour permettre d'atteindre progressivement la vitesse Vref en dessous de l'altitude hf, en rétablissant la poussée exercée par la motorisation (cran d'atterrissage). le calcul de l'altitude ho et de l'instant où il faut réduire la motorisation et sortir complètement les volets s'obtient au moyen d'un calculateur, à partir de la relation suivante ho = Y -tVref + 10) (h + V - (Vref + 10) a0 (h' + 2 sin g) + hf dans laquelle - h est l'altitude de l'avion par rapport au terrain, cette altitude étant fournie par un altimètre barométrique ou tout autre moyen analogue, - h' est le taux-de descente (mesures barométriques ou dérivation de l'altimètre), - V est la vitesse air qui est fournie par mesure anémométrique, - Vref est affiché par le pilote, - Xg est la pente du glide et est sensiblement égale à la pente &gamma; a de l'avion le long du glide. - a0 est une constante représentant la décélération moyenne de l'avion sur le glide,volets complètement sortis et moteurs au ralenti vol. les moyens permettant de contrôler la décélération de l'avion en dessous de ho utilisent essentiellement les propriétés de la pen te totale X t et consistent à comparer la pente demandée (}t)D élaborée par le système. En effet, on sait qu'en raison de la relation - t a = = g gaz (i) (g correspondant à l'accélération de la pesanteur) l'affichage d'une pente &gamma; t correspond à l'afflchage d'une décélération. Si l'on tient compte du fait qu'en général la pente aérodynami que &gamma; a de l'avion > lorsqu'il suit le glide, est constante et est en moyenne égale à 20,75 (entre 2,50 et 5 ), et que, d'autre part, dVs # x = dSs , la relation (1) devient dt # t - (2,75 ) rad = 1/9 ## = 1/9 # X et l'on en déduit la pente totale demandée (#t) = 1 (#X) + (2 ,75). D g rad I1 est à noter que la valeur instantanée de #X z peut être calcu- lée à chaque instant à partir du taux de décélération de l'avion i x qui peut être calculé de façon classique, à partir de la rela- tion suivante # X = ############### (h' + ############### sin 2 ,75). Ainsi, selon une caractéristique de l'invention, pour contrôler la décélération de l'avion pendant la phase de décélération, on asservit la pente totale ss t à la pente demandée ( t)D, c'est-à- dire qu'on effectue la différence entre # t et (g tout qu'on affiche, par exemple sur un indicateur FS (Fast Slow) d'un horizon Directeur de Vol de type classique, l'écart, de manière à demander au pilote à pousser ou à réduire les gaz, de façon à se maintenir en permanence à la configuration # t = ( t)D Selon une autre caractéristique de l'invention, le signal d'écart entre la pente totale # t et la pente totale (E t)D est échantillonné , et peut effectuer la commande des gaz par l'Inter- médiaire d'une auto-manette. Un mode de réalisation de l'invention sera décrit ci-après, à titre d'exemple non limitatif, avec référence aux dessins annexés dans lesquels : La figure 1 est un diagramme permettant d'illustrer le principe du système de contrôle de l'approche décélérée d'un avion en vue de son atterrissage, ce diagramme comprenant - La trajectoire d'un avion, dans un plan vertical, lors de l'approche (tableau A). - les courbes de variation de la manette des gaz de l'avion en correspondance avec la trajectoire d'une part, dans le cas d'une approche classique d'un avion non équipé du système de contrôle selon l'invention, courbe en trait plein, d'autre part, dans le cas d'un avion utilisant ledit système,courbe en traits interrompus, (tableau B), et enfin - La courbe de la vitesse de l'avion le long de la trajectoire, dans le cas d'un avion utilisant le système de contrôle selon l'invention (tableau C); La figure 2 est un schéma théorique du système de contrôle objet de l'invention. Avec référence à la figure 1, au cours d'une procédure normale d'approche, le pilote procède tout d'abord à la capture du glide (portion I de la trajectoire 10 représentée sur le tableau A), puis, une fois cette capture effectuée, le pilote sort le train d'atterrissage, dispose les volets hypersustentateurs en configuration finale d'atterrissage, et stabilise la vitesse de l'avion à une vitesse Vref, et ce, en suivant la pente du glide (portions-II, III et fV de la courbe 10 représentée tableau A). A partir du moment où le pilote a sorti le train d'atterrissage ainsi que les volets hypersustentateurs, le pilote est obligé, s'il veut maintenir la vitesse Vref, d'augmenter légèrement les gaz en raison de l'accroissement important de la résistance aérodynamique exercée sur l'avion (courbe 11, tableau B). I1 est clair que cette manoeuvre provoque, outre une consommation énergétique accrue, une augmentation du bruit qui se ressent d'autant plus, au niveau du sol, que l'avion, dans sa phase de descente, se rapproche du sol. Pour pallier à ces inconvénients, l'invention propose, au lieu d'effectuer, à partir de la capture du glide, la procédure classique qui vient d'être-décrite : - d'entamer la descente à grande vitesse le long de la portion II de la courbe 10, après avoir sorti le train d'atterrissage et, partiellement les hypersustentateurs.Pendant cette descente à grande vitesse (portion II de la courbe 13 tableau C) le -pilote maintient un régime relativement élevé de la motorisation (portion II de la courbe 14 tableau B), - d'amorcer ensuite, à un instant to correspondant à l'altitude ho une phase décelérée (portion III des courbes 10, 13 et 14) avec les volets et les hypersustentateurs en position d'atterrissage, en réglant la motorisation à bas régime, par exemple au ralenti vol, l'altitude ho étant calculée de manière à atteindre une altitude hf à une vitesse Vref + 10 noeuds. I1 est à noter que, pendant cette phase décélérée, le pilote peut, au besoin, ajuster la motorisation si, pour une raison quelconque la décélération ou la pente totale dt s'écartait de la pente totale demandé ( t)D (courbe 15), - de passer progressivement de la vitesse Vref + 10 noeuds à la vitesse Vref avant l'atterrissage proprement dit (portion IV des courbes 10, 13 et 14). Avec référence à la figure 2, le système de contrôle de l'appro che décélérée d'un avion comprend essentiellement un calculateur 16 effectuant - le calcul de l'altitude ho de départ de la phase décélérée (bloc 175 , - le calcul de (g t) tout le long de la phase décélérée (bloc 18), - éventuellement le calcul d'un signal de décélération pour le passage de la vitesse Vref + 10 noeuds à la vitesse Vref,(bloc 19), - et enfin, la surveillance de l'ensemble du système de contrôle (bloc 20). Ce calculateur 16 est commandé par un système de commande 21 comprenant un organe d'affichage 22 de la vitesse de référence Vref par exemple celui qui équipe normalement l'avion, et d'un bouton 23 d'activation du mode, et il est couplé à un système d'acquisition des données 24 qui reçoit une information de l'altitude de l'avion par rapport au terrain, et les informations de la vitesse anémométrique, de l'incidence , de l'assiette a de la pente totale ss t, et éventuellement de la vitesse verticale h1. le signal t xt)g fourni par le calculateur 16 est transmis à un soustracteur 25 qui reçoit également le signal g t et qui fournit un ordre d'écart, de préférence par ltintermédiaire d'un échantillonneur bloqueur à un indicateur F3 (Fast Slow) classique 26 d'un horizon directeur de vol. Le bloc 17 du calculateur est relié à un système de visualisation 27 qui permet au pilote, à l'altitude ho, d'entamer les manoeu vres correspondant à la phase décélérée. Bien entendu diverses variantes du système selon l'invention peuvent être envisagées, notamment une approche décélérée dans laquelle : - en premier lieu le pilote stabilise l'avion sur le glide, train sorti et volets à deux crans de la position d'atterrissage, - à l'altitude ho le système demande la réduction des gaz et la sortie d'un cran supplémentaire de volets, - à une altitude h1, le système demande la sortie du dernier cran de volets, 11 avion se trouvant alors en configuration d'lattez rissage, ceci de façon à obtenir, - à une altitude hf, une vitesse Vref + 10. Pendant toute cette phase décélérée, les ajustements de gaz sont demandés au pilote par un système en tout point analogue au précédent. REVEN DI CAT I O NS 1.- Système de contrôle de l'approche décélérée d'un aérodyne sur le"glidè", utilisant les propriétés de la pente totale dt, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens permettant de déterminer l'éltitude ho et donc l'instant où il faut réduire la motorisation et sortir les volets en position d'atterrissage pour atteindre à l'altitude hf la vitesse Vref + 10 noeuds, des moyens pour contrôler, à intervalle régulier,la décélération de l'avion et en particulier la pente totale dt pour indiquer au pilote s'il doit relancer momentanément la motorisation pour compenser un écart entre la pente totale ( ft)Ds et enfin, éventuellement, des moyens pour permettre d'atteindre progressivement la vitesse Vref en dessous de l'altitude hf, en rétablissant la poussée exercée par la motorisation, (cran atterrissage). 2.- Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que le calcul de l'altitude ho et de l'instant où il faut réduire la motorisation et sortir partiellement les volets, s'obtient, de façon classique, à partir de la relation suivante ho V -(Vref + 10) (h' + V - (Vref + 10) sin # g) + hf a0 2 dans laquelle - h est l'altitude de l'avion par rapport au terrain, cette altitude étant fournie par un altimètre barométrique ou tout autre moyen analogue, - h' est le taux de descente (mesures barométriques ou dériva tion de l'altimètre), - V est la vitesse air qui est fournie par mesure anémométrique, - Vref est affiché par le pilote, - # g est la pente du glide et est sensiblement égale à la pente - ao est une constante représentant la décélération moyenne de 11 avion sur le glide, volets complètement sortis et moteurs au ralenti vol. 3o- Système selon alune des revendications précédentes, caracégrisé en ce que pour contrôler la décélération de l'avion pendant la phase de décélération, on asservit la pente totale t à la pente demandées (#t)D, c'est-à-dire qu'on effectue la différence entre et (Èt)1) et qu'on affiche, par exemple sur un indicateur FS (Fast Slow) d'un horizon Directeur de Vol de type classique, l'écart, de manière à demander au pilote à pousser ou à réduire les gaz, de fa çon à se maintenir en permanence à la configuration zut ((# t)D. 4.- Système selon la revendication 3, caractérisé en ce que le signal d'écart entre la pente totale #t et la pente totale est est échantillonnée. 5.- Système selon l'une des revendications 3 et 4, caractérisé en ce que le susdit signal d'écart effectue la commande des gaz par l'intermédiaire d'une automanette. 6.- Système selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que, la valeur instantanée de # x est calculée à partir de la relation suivante t #x = ############## (h' + ############### sin 2 ,75).