FR 2619458 A1 19890217 FR 8810889 A 19880812 SYSTEME DE COMMANDE POUR UNE APPROCHE PRECISE D'UN AVION La présente invention concerne d'une manière générale, un système de commande de précision d'approche (PAC), destiné à stabiliser un avion pendant son atterrissage, comme c'est le cas pendant un atterrissage relativement précis sur un porte-avions, et concerne plus particulièrement un système de commande de précision d'approche qui permet au pilote d'avoir un contrôle précis du régime de la trajectoire de vol et de l'angle de la trajectoire de l'avion pendant l'atterrissage. Ce système de commande de précision d'approche maintient également l'avion dans un angle d'attaque prédéterminé pendant l'atterrissage. Une commande précise de la trajectoire de vol d'un avion doit être maintenue au cours de l'ensemble de la procédure d'approche en cas d'atterrissage sur un porte-avions, ce qui est une tâche très difficile pour un pilote. Lors d'un tel atterrissage, le pilote dispose d'une fenêtre d'atterrissage relativement étroite le long d'une inclinaison idéale de sa trajectoire. L'atterrissage est en outre compliqué par les mouvements incertains du porte-avions ainsi que par les turbulences atmosphériques et inhérentes au navire. L'approche d'atterrissage d'un avion très performant, relativement instable, sur un porte-avions, est une opération encore plus difficile, exigeant du pilote qu'il exerce un contrôle précis de la trajectoire du vol. Dans l'art antérieur, on a utilisé des systèmes d'augmentation de la stabilité (SAS), des compensateurs de la puissance d'approche (APC) et des sous-systèmes de commande directe du décollage (DLC), destinés à augmenter les qualités de vol de l'avion et également des systèmes de commande, mais ceci avait été fait en appliquant des critères conceptuels séparés pour chacun de ces différents sous-systèmes. Lorsque les principaux objectifs de ces sous-systèmes sont atteints (réponse rapide, amortissement phugoide, contrôle de l'accélération), le pilote dispose d'un contrôle amélioré sur son avion. Toutefois, sur un avion très performant, relativement instable, exigeant un contrôle exceptionnel de la trajectoire de vol, cette méthode conceptuelle est généralement insuffisante puisqu'elle n'assure pas une commande précise de la trajectoire de vol. Toutefois, aucune des approches conçues antérieure- ment n'ont apporté une solution entièrement satisfaisante au problème consistant à fournir au pilote un contrôle précis de la trajectoire de vol d'un avion pendant un atterrissage relativement critique, par exemple sur un porte-avions. Les techniques d'atterrissage sur porte-avions manuelles et automatiques (ACL), résultant d'une approche intégrée du problème de la commande de la trajectoire de vol, ainsi que l'application de critères qualitatifs du contrôle de la trajectoire de vol, ont apporté une meilleure réponse au problème de la trajectoire de vol sur un avion Grumman F-14, exigeant des modifications mineures sur son architecture existante, ce qui a été démontré au cours d'études et de simulations de vol. La présente invention concerne un système de commande de précision d'approche pour un avion pendant l'atterrissage comprenant: pour un avion ayant une pluralité de surfaces de commande opérationnelles, un autosystème destiné à maintenir l'avion dans un angle d'attaque prédéterminé pendant son atterrissage; un système de commande destiné à maintenir constant l'angle d'inertie de la trajectoire de vol de l'avion pendant son atterrissage; et un dispositif de commande manoeuvré par le pilote destiné à commander le régime de la trajectoire de vol de l'avion. La présente invention propose un système de commande de précision de l'approche ou une procédure de manoeuvre destinée à un avion qui permet l'atterrissage de celui-ci de manière plus stable et plus facile qu'à l'aide de systèmes de commande déjà existants. Un contrôle amélioré d'un avion pendant son atterrissage doit avoir pour résultat une sécurité de vol nettement supérieure, ainsi que des économies sensibles du carburant, puisqu'il est prévisible qu'il y aura moins de fausses manoeuvres ce qui aura pour effet un nombre d'approches d'atterrissage moins élevé. Un nombre d'approches d'atterrissage moins élevé associé à un contrôle nettement supérieur de l'avion par le pilote doit avoir pour effet de réduire le nombre de situations critiques de pilotage, ce qui augmente de manière significative la sécurité de vol. La présente invention propose également un système de commande de précision de l'approche pour un avion qui fournit essentiellement au pilote un dispositif de commande du régime de l'angle de la trajectoire de vol ledit régime de variation de l'angle de trajectoire de vol, étant désigné par (I), et par analogie dénommé dans la suite "comme commande de l'angle" ou "signal de commande de -l'angle de trajectoire de vol" et qui utilise le système d'autoréduction des gaz pour maintenir l'avion dans un angle d'attaque prédéterminé (C) définissant ainsi la vitesse d'approche selon le poids. Dans un exemple de réalisation sur l'avion X-29, le dispositif de commande placé dans le cockpit, qui est normalement le manche à balai, est converti pendant l'approche motorisée en un dispositif de commande de l'angle (e) de la trajectoire de vol. La procédure de commande de précision de l'approche selon la présente invention fournit un contrôle véritable de la trajectoire d'inertie du vol et de la vitesse de l'avion, donnant au pilote un contrôle rapide et précis de l'avion pendant l'approche d'atterrissage. La procédure de commande de précision de l'approche utilise également le sous-système de commande par autoréduction des gaz afin de maintenir l'avion dans un angle d'attaque (o) prédéterminé pendant l'atterrissage, cet angle ayant été choisi à 8,75 dans un mode spécial de réalisation de l'invention destiné à l'avion X-29, qui définit la vitesse d'approche de l'avion par rapport à son poids. L'angle d'attaque prédéterminé (c) doit normalement être différent pour différents types d'avions et il est même possible qu'il soit variable et choisi par le pilote. Le système de commande de précision de l'approche.ou la procédure de manoeuvre selon la présente invention est conçu pour permettre le contrôle de l'approche d'un avion pendant son atterrissage afin d'assurer une trajectoire de vol plus stable et une procédure d'atterrissage plus facile, ce qui est très important dans des situations critiques d'atterrissage telles que pendant l'atterrissage d'un avion sur un porteavions ou sur une piste relativement courte. Pendant la manoeuvre du système de commande de précision de l'approche, lorsque l'avion est soumis à des vents verticaux ou horizontaux ou à des vents tournants, le système contrôle l'avion maintenant constant l'angle de la trajectoire d'inertie de vol, qui définit essentiellement la manoeuvre pendant la procédure de commande de précision de l'approche. Un mode de réalisation de ce système de précision de commande d'approche a été conçu pour fonctionner sur un avion existant, le Grumman X-29, et le système particulier PAC mis en oeuvre sur cet avion utilisait les commandes existantes et les sous-systèmes de commande montés à bord de cet avion. L'avion Grumman X-29 est conçu avec trois commandes manoeuvrées par le pilote, une manette des gaz, un manche à balai et des commandes à pédale. La suppression de la manoeuvre en procédure PAC aura pour effet le retour à la manoeuvre normale selon la procédure d'approche au moteur. La procédure de commande de précision de l'approche sur l'avion X-29 est conçue de manière à pouvoir être annulée par le pilote qui engage le système de commande des gaz avec une force dépassant un seuil déterminé, par exemple une force supérieure à 35,6N En outre, la procédure PAC de manoeuvre est conçue pour être supprimée en fermant les commandes de pesée sur les roues de l'avion, ce qui indique un contact d'atterrissage. Par conséquent, on doit savoir que la procédure PAC de manoeuvre selon l'invention peut être conçue de manière à être annulée par un système opérationnel de priorité plus élevée ou par un sous- système ou encore par le pilote. Dans le mode de réalisation de la commande de précision d'approche montée sur l'avion X-29, la procédure PAC de manoeuvre a été conçue de manière à se mettre en place lors de la sélection en premier lieu d'une procédure de manoeuvre d'approche normale, en mettant en oeuvre ensuite le système d'autoréduction des gaz et ensuite la procédure PAC, toutes ces procédures étant mises en oeuvre au moyen de commandes électriques normales placées dans le cockpit. Pour que la commande soit complète, plusieurs autres conditions doivent être réunies, entre des limites prédéterminées correctes, telles que les données de l'angle d'attaque, les données de référence de l'altitude, les données normales concernant l'accélération, etc. Ensuite, on manoeuvre le bouton d'équilibrage pour stabiliser le régime ascensionnel (descente) de l'avion, qui est indiqué sur un appareil de mesure à aiguille, et ensuite, aucune commande d'équilibre de l'assiette ne devrait plus être requise. Cet équilibrage de l'assiette est nécessaire seulement sur l'exemple prévu pour la commande de l'avion X-29, et d'autres modes de réalisation n'exigeront pas nécessairement cette caractéristique. Le manche à balai qui est normalement celui placé dans le cockpit est manoeuvré ensuite selon la procédure PAC par le pilote afin de contrôler le régime de descente de l'avion. La présente invention pour un système PAC est conçue pour réduire la charge de travail du pilote en réduisant les déviations de la trajectoire de vol de l'avion provoquées par des turbulences atmosphériques, en maintenant une vitesse d'approche équilibrée et stable et en fournissant une réponse optimale aux commandes de la trajectoire de vol effectuées par le pilote au moyen du manche à balai (commande unique), lesdites caractéristiques de la réponse étant plus aisément perçues et prévues par le pilote. Cette amélioration des prestations est obtenue tout en tenant compte de variations transitoires acceptables de l'angle d'attaque et en maintenant les surfaces de commande entre des limites aérodynamiques, en permettant des variations de la poussée et également lors de brèves variations d'altitude et en présence de vibrations. Le système de précision de commande d'approche mis en oeuvre sur l'avion X-29 module automatiquement la poussée par la manette des gaz, afin de maintenir constant l'angle d'attaque de l'avion et donc de maintenir constante la vitesse de l'avion. Ceci donne au pilote le contrôle direct de l'angle de la trajectoire de vol de l'avion et de sa vitesse à l'aide du manche à balai. En outre, un amortissement des vibrations est obtenu par une modulation de la poussée, ce qui supprime toute tendance à osciller pour la trajectoire de vol. Un contrôle direct du mouvement ascensionnel est obtenu par l'augmentation du mouvement du volet en rapport avec le mouvement du manche, le canard annulant les couples hélicoïdaux du volet par l'interconnexion entre le volet et le canard. D'autres systèmes tels que celui du F-14, utilisent des becquets pour servir de commande ascensionnelle directe, qui se déplacent en même temps que le manche à balai. La présente invention d'un système de commande de précision d'approche d'un avion sera plus facilement comprise à l'aide de la description détaillée d'un mode de réalisation préféré en se référant aux dessins annexés, dans lesquels les mêmes éléments présentés selon des vues différentes sont désignés par les mêmes références numériques. Sur ces dessins: la figure 1 est une représentation schématique d'un exemple de réalisation d'un avion équipé d'un canard, tel que le Grumman X-29, qui peut être manoeuvré dans une procédure PAC selon l'enseignement fourni par la présente invention; la figure 2 est un shéma-bloc de montage fonctionnel d'un système de commande à boucle externe selon la présente invention; et la figure 3 est un schéma-bloc fonctionnel d'un PAC modifié à système d'autoréduction des gaz selon la présente invention. En se référant aux dessins, la figure 1 représente un avion équipé d'un canard, tel que l'avion Grumman X-29, et représente de façon schématique un avion ayant une surface 2a de commande du canard, une surface 2b de commande du volet et un volet 2c, tous ces éléments étant utilisés sur l'avion jet X-29. Des commandes 3 positionnent de manière variable les surfaces 2a, 2b et 2c. Un ordinateur 4 à commande numérique du vol, de conception connue, présente un certain nombre d'entrées y compris les entrées de commande de pilotage et des entrées de données venant des accéléromètres et des gyroscopes désignés dans leur ensemble par le repère numérique 5. Le système de commande de l'X-29 utilise des composants et des sous-systèmes connus pour assurer la stabilité d'un avion particulièrement instable au moyen de surfaces soumises à des contrôles multiples. La figure 1 représente également, sur son côté droit, l'axe X de l'avion, l'horizon, le vecteur de vitesse V de I'avion, l'angle de la trajectoire de vol y de l'avion et l'angle d'attaque a de l'avion, tout ceci étant parfaitement connu de l'homme de l'art. Il va de soi que la procédure PAC de manoeuvre s'applique à différents types d'avions autres que ceux équipés d'un canard comme le représente la figure 1. En outre, la conception particulière d'un système PAC pour un type particulier d'avions dépendra dans une grande mesure des systèmes de manoeuvre et de contrôle existants déjà à bord de cet avion et de la proportion dans laquelle cette conception pourra être mise en oeuvre à partir d'une conception déjà existante ou d'une conception originale. La description suivante se réfère plus particulièrement à un système PAC mis en oeuvre sur un avion Grumman X-29. Après mise en oeuvre de la procédure PAC, un indicateur lumineux de procédure PAC s'allume dans le cockpit. Si la procédure de stabilité de vitesse, qui fait partie d'une approche normale, a été sélectionnée préalablement par le pilote, l'interrupteur de stabilité de vitesse s'éteindra. Si la stabilité de vitesse est engagée automatiquement parce que la vitesse de l'avion est inférieure à 76,131m/s, au moment de la sélection de la procédure PAC cette stabilité de vitesse sera elle aussi mise hors circuit. La mise hors circuit de la procédure PAC et le retour vers la procédure d'approche normale pourront être réalisés par le dépassement du mouvement de réduction des gaz si la force exercée par le pilote dépasse 35,6 N. Après cette mise hors circuit, une commande PAC maintenue par solénoïde se mettra hors circuit. La remise en circuit de la procédure PAC ne pourra être mise en oeuvre que par le pilote lui-même qui devra resélectionner la procédure PAC au moyen de la commande PAC. La procédure PAC sera également mise hors circuit après la fermeture d'une commande "pesée sur les roues" s'exerçant sur l'avion. La procédure opérationnelle pour mettre en oeuvre la procédure PAC est la suivante; tout d'abord, engager la procédure normale/PA (manette du volet en MCC, commande TW=9). Ensuite, on engage la commande de suralimentation et d'autoréduction des gaz et après la commande PAC. Le bouton d'équilibrage de l'assiette est manoeuvré ensuite pour supprimer tout mouvement de l'aiguille (h) indiquant le régime ascensionnel. Aucun contrôle de l'assiette complémentaire ne sera plus nécessaire. Le régime souhaité pour la descente et l'angle de la trajectoire de vol sont commandés par l'opération du manche à balai. La figure 2 représente un schéma fonctionnel d'un mode de réalisation d'un système de précision de commande de l'approche à boucle extérieure qui montre les systèmes qui commandent le contrôle des surfaces longitudinales. En se référant au côté gauche de la figure 2, un signal S de commande du manche à balai venant de celui-ci est multiplié au point 20 par une constante de gravité G divisée par la vitesse de l'avion CAPV afin d'obtenir un signal GAMDL, qui est alors multiplié au point 22 par une constante représentant le gain nécessaire au manche à balai pour obtenir un signal de commande y. Cette multiplication est utilisée parce que primitivement le manche à balai a été dimensionné pour un facteur de charge croissant (DNZ). Une branche supérieure de commande multiplie le signal de commande y par une constante au point 24 pour fournir une direction du signal S de commande du manche. Un signal DNZ (DNZCorps cos D cos) représente un signal de réaction qui est également multiplié au point 26 par la même constante qu'au point 20 pour fournir un signal; réel qui est ensuite additionné au point 28 au signal de commande y. Le signal; pourrait également être obtenu directement par un système de navigation par inertie si un tel système existe à bord de l'avion, La sortie de 28 est intégrée au point 30 afin d'obtenir un signal intégré qui est multiplié par une constante au point 32. Le signal effectif est également multiplié par une constante au point 34 pour supprimer les vibrations et assurer la stabilité. Les trois signaux de 24, 32 et 34 sont ensuite additionnés au point 36 pour obtenir un signal de commande PAC. Un signal Q représentant le régime ascensionnel de l'avion est alors dirigé vers un multiplicateur à filtre 38 qui stabilise le signal à zéro à l'état stable et la sortie de ce signal est ensuite- multipliée par une constante au point 40 pour fournir un amortissement complémentaire des vibrations. Cette sortie est ensuite additionnée au point 42 au signal de commande PAC du point 36 pour fournir un signal de commande du régime ascensionnel à boucle intérieure PAC. Ce signal est ensuite appliqué à la boucle de commande intérieure existante de l'avion X-29 et cette sortie est alors appliquée à un circuit totalisateur 50. Le signal de commande Y du point 22 est également multiplié par une constante au point 44 et dirigé à travers un circuit limiteur 46 qui fournit des limites de position de + 2 assurant un signal de commande A du volet. Le signal de commande A du volet est alors multiplié par une constante au point 48 pour fournir un signal DC PAC qui est additionné au point 50 au signal de procédure PAC du point 42 afin de fournir un signal de commande du canard. Un signal de commande primaire du volet venant du pilote est alors additionné au point 52 au signal de commande, du volet du point 46 pour fournir un signal de commande total du volet pour l'avion Grumman X-29. La figure 3 est un schéma fonctionnel du système d'autoréduction des gaz du X-29 modifié pour la procédure de manoeuvre PAC. Un signal de référence o, représentant 8,75 , est additionné au point 60 à un signal représentant l'angle effectif d'attaque de l'avion. Le signal résultant o( est multiplié par une constante au point 62 afin d'obtenir un signal K A e qui est multiplié par une autre constante au point 64, intégré au point 66 et limité au point 68 afin d'obtenir un signal de poussée TD. Un signal DNZ est également multiplié par une constante au point 70 et ensuite multiplié au point 72 par le cos ( + -), o - est l'angle d'inclinaison de l'avion, dont la sortie est additionnée au point 74 au signal venant du point 62. La sortie du point 74 est ensuite introduite à travers un filtre 76 à retard (1 seconde) afin de produire un signal TE. Un signal & de commande du manche est également multiplié par une constante au point 78, la sortie de ce signal est introduite à travers un deuxième filtre 80 afin de fournir un signal TF qui additionné au point 82 avec les signaux TD et TE afin de fournir un signal de poussée croissante. Le signal de poussée croissante est multiplié au point 84 pour donner un signal croissant au levier du moteur. Un signal de commande de la poussée exercée par le pilote (avant le PAC) est alors additionné au point 86 au signal croissant du moteur et la sortie de celui-ci est limitée au point 88 pour fournir des limites au signal de commande du levier PAC au point 90 pour l'avion X-29. En résumé, la figure 2 représente un schéma fonctionnel des lois qui gouvernent les surfaces longitudinales contrôlées et la figure 3 représente un schéma des lois qui gouvernent la réduction des gaz. La loi qui régit l'ensemble est une commande y, un maintien y et un maintien de l'autorégulation des gaz x. Pour maintenir une marge de réduction de vitesse correcte à l'avion, sa vitesse est accrue sur les trajets inclinés. Un mode de réalisation de la présente invention ayant fait l'objet d'une description détaillée, il est évident que l'invention et les enseignements tirés de la présente invention pourront suggérer de nombreuses variantes applicables par l'homme de l'art. REVENDICATIONS 1.- Système de commande de précision d'approche pour un avion pendant l'atterrissage,caractérisé en ce qu'il comprend: - sur un avion ayant une pluralité de surfaces de commande opérationnelles; - un autosystème destiné à maintenir l'avion dans un angle d'attaque prédéterminé pendant son atterrissage; - un système de commande destiné à maintenir constant l'angle d'inertie de la trajectoire de vol de l'avion pen- dant son atterrissage; et - un dispositif de commande manoeuvré par le pilote destiné à commander le régime de la trajectoire de vol de l'avion. 2.- Système de précision de commande d'approche. pour un avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit système de commande comprend le manche à balai comman- dant l'inclinaison normale pendant un atterrissage à approche rapide, qui est converti en un dispositif de commande du régime et de l'angle de la trajectoire de vol sous contrôle. 3.- Système de précision de commande d'approche pour un avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit autosystème comprend un système à autoréduction des gaz qui commande la manette des gaz de l'avion.