FR 2756256 A1 19980529 FR 9614443 A 19961126 La présente invention concerne un indicateur de marge de puissance pour un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère. Le pilotage d'un hélicoptère s'effectue grâce à la surveillance de nombreux instruments sur le tableau de bord, instruments qui sont pour la plupart représentatifs du fonctionnement de l'ensemble moteur et de l'aéronef. Pour des raisons physiques, il existe de nombreuses limitations que le pilote doit prendre en compte à chaque instant du vol. Ces différentes limitations dépendent généralement de la phase de vol et des conditions extérieures. La plupart des hélicoptères construits actuellement sont équipés d'un ou deux turbomoteurs, généralement à turbine libre. La puissance est alors prélevée sur un étage basse pression de la turbine, lequel étage est mécaniquement indépendant de l'ensemble du compresseur et de l'étage haute pression de la turbine. Un turbomoteur tournant entre 30000 et 50000 tours par minute, une boîte de réduction spéciale est nécessaire pour la liaison au(x) rotor(s) : la boîte de transmission principale (BTP). Les limitations thermiques tant du moteur que de la boîte de transmission principale permettent de définir trois régimes principaux d'utilisation du moteur - le régime de décollage utilisable pendant cinq à dix minutes correspondant à un niveau de couple pour la boîte de transmission et à un échauffement pour la turbine du moteur admissibles pendant un temps limité sans dégrada tion notable : on parle alors de puissance maximale au décollage (PMD), - le régime maximal continu pendant lequel, à aucun moment, ne sont dépassées les possibilités de la bote de transmission, ni celles résultant de l'échauffement maximal admissible devant les aubages à haute pression du premier étage de la turbine : c'est la puissance maximale en continu (PMC), - le régime maximal en transitoire limité à une ou deux dizaines de secondes, protégé parfois par une butée de régulation : on parle alors de puissance maximale en transitoire (PMT). I1 existe aussi des régimes de surpuissance en urgence sur les appareils multimoteurs, utilisés en cas de panne d'un moteur - le régime d'urgence pendant lequel les possibilités de la bote de transmission sur les étages d'entrée et les possibilités thermiques du moteur sont utilisées au maximum : on parle de puissance de super urgence (PSU ou OEI30") utilisable pendant trente secondes consécutives, au maximum, et trois fois pendant un vol. L'utilisation de l'0E130" entraîne la dépose et la révision du moteur - le régime d'urgence pendant lequel les possibilités de la boîte de transmission sur les étages d'entrée et les possibilités du moteur sont largement utilisées : on parle alors de puissance maximale d'urgence (PMU ou OEI2') utilisable pendant deux minutes après l'OEI30' ou deux minutes trente secondes consécutives, au maximum - le régime d'urgence pendant lequel les possibilités de la bote de transmission sur les étages d'entrée et les possibilités thermiques du moteur sont utilisées sans endommagement : on parle de puissance intermédiaire d'urgence (PIU ou OEIcont) utilisable de trente minutes à deux heures (selon les moteurs) en continu pour le reste du vol après la panne du moteur. Le motoriste établit, par calculs ou par essais, les courbes de puissance disponible d'un turbomoteur en fonction de l'altitude et de la température, et cela pour chacun des six régimes définis ci-dessus. Les limitations indiquées sont généralement surveillées par l'intermédiaire de trois paramètres : le régime du générateur de gaz (Ng), le couple moteur (Cm) et la température d'éjection des gaz à l'entrée de turbine libre (T4). La présente invention a pour but de fournir un indicateur de marge de puissance pour un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère, permettant au(x) pilote(s) de disposer d'une indication synthétique des marges de puissance, remplaçant plusieurs indicateurs classiques en général dispersés sur le tableau de bord. A cet effet, l'indicateur de marge de puissance pour un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère, destiné à fournir des informations de marge de puissance disponible sur au moins un moteur et une boîte de transmission de l'aéronef en fonction des conditions de vol, est remarquable, selon l'invention, en ce qu'il comprend - des moyens d'entrée pour les différents paramètres de pilotage du moteur et de la boîte de transmission, - des moyens de calcul, reliés auxdits moyens d'entrée, qui, à partir des valeurs des paramètres de pilotage et des valeurs des limitations pour les différents régimes d'utilisation du moteur, élaborent la marge de puissance, exprimée en valeur de pas collectif, et - des moyens d'affichage présentant, sur un écran de vi sualisation, lesdites marges de puissance représentées sur une échelle graduée en équivalents de pas collectif, susceptible de défiler devant un index de pas collectif dans une fenêtre dudit écran de visualisation. De préférence, la marge de puissance est calculée, dans lesdits moyens de calcul, par rapport à la première des limitations qui serait atteinte par l'un des paramètres de limitation du moteur ou de la boîte de transmission en cas de variation du besoin en puissance, et cela pour chacun des régimes d'utilisation du moteur. Avantageusement, ladite échelle de marge de puissance, disposé verticalement, est graduée de O à 10 degrés de pas. De plus, ladite échelle de marge de puissance peut être bordée de bandes colorées indiquant les différentes limites d'utilisation suivant le cas de vol. Ainsi, l'indicateur de marge de puissance selon l'invention peut présenter, à tout instant et de façon synthétique, les informations suivantes - la valeur du pas, - les indications en pas de première limitation pour chacun des régimes d'utilisation du moteur. Par ailleurs, il peut être prévu un affichage différent en fonction des conditions de vol normales ou non et/ou un filtrage des limites de pas visualisées par anticipation du comportement du moteur et modification des lois de calcul en fonction des phases de vol. De même, on peut prévoir l'introduction des tests de cohérence entre les paramètres de pilotage et de calcul utilisés et/ou l'affichage d'alarmes en cas de fonctionnement dégradé de l'indicateur ou de dépassement en niveau et/ou en durée des limites affichées. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 illustre schématiquement un indicateur selon l'invention. Les figures 2 et 3, d'une part, et 4 et 5, d'autre part, montrent l'échelle de marge de puissance pour différents cas de vol, fonctionnement normal et fonctionnement monomoteur, respectivement. La figure 6 illustre le principe de calcul de la première limitation exprimée en pas, relative, à titre d'exemple, à la PMC. La figure 1 montre, schématiquement, un affichage de navigation et de mission 1 présentant - une rose des caps 2, - un altimètre 3, et - une fenêtre 4 destinée à l'affichage des marges de puis sance. Plus précisément, l'indicateur de marge de puissance selon l'invention comprend - des entrées 5 pour les différents paramètres de pilotage du moteur et de la boîte de transmission, notamment Ng, Cm et T4, tels que définis ci-dessus, entrées reliées à des capteurs correspondants, y compris des capteurs de pres sion PO, température TO, vitesse, pas collectif, vitesse du rotor, prélèvements d'air moteur, notamment, nécessai res aux calculs, - des moyens de calcul 6, reliés auxdites entrées 5, qui, à partir des valeurs des paramètres de pilotage et des valeurs de limitation pour les différents régimes d'utili sation du moteur, élaborent la marge de puissance, expri mée en valeur de pas collectif, et - des moyens d'affichage présentant, sur un écran de vi sualisation 7, les marges de puissance sous forme d'une échelle verticale 8 graduée en équivalents de pas collec tif (par exemple de O à 10), susceptible de défiler devant l'index de pas 9 dans la fenêtre 4 de l'écran de visuali sation 7. En particulier, pour chacun des régimes d'utilisation du moteur, la marge de puissance est calculée par rapport à la première des limitations du moteur ou de la boîte de transmission principale qui serait atteinte en cas de variation du besoin en puissance, demandée par le pilote de l'aéronef. Le principe de calcul de la première limitation exprimée en pas collectif est illustré par la figure 6. L'exemple de la figure 6 montre le calcul du pas limite pour la PMC (100). Un tel calcul est a reprendre pour chacun des régimes du moteur. A partir des entrées PO, TO et prélèvement de P2, le calcul de NgpMc est effectué en 101, puis de la marge de Ng(ANgpMc) en 102. La marge de Ng est transformée en marge de puissance AWNgpMc en 103 (NR indiquant le régime du rotor). De façon analogue, le calcul de la marge de T4.5 est effectué en 104, soit AT4.5pC, qui est transformée en marge de puissance AWT4 5PMC en 105. De même, le calcul de la marge de couple ACmpMc est effectué en 106, laquelle est ensuite transformée en marge de puissance AWCmpMc en 107. Le choix de la marge la plus faible AWPMC est effectué en 108, puis la marge de puissance est transformée en marge de pas collectif tPcpMc en 109. En 110, à partir du pas et de la marge de pas, soit PcpMc = Pc + APcpMc, on obtient, en 111, le pas PMC à visualiser. Les informations de puissance sont affichées sur l'indicateur de marge de puissance (côté gauche de l'affichage de mission et de navigation 1 dans l'exemple représenté). Il informe le pilote de la relation entre la consommation de puissance instantanée, définie par la valeur du pas collectif, et le paramètre de première limitation de puissance rencontré (Ng, Cm, T4), (exprimé en équivalent de pas collectif) et cela pour chacun des régimes PMC, PMD, PMT, OEIcont, OEI2' et OEI30". L'échelle de pas collectif 8 (affichée de façon permanente) graduée de 0 à 10 défile devant l'index de pas 9 pour délivrer une information proportionnelle de pas collectif (sachant que la valeur 0 de l'échelle ne correspond pas à un pas de pale nul mais au plein petit pas et la valeur 10 correspond au plein grand pas). Sur les figures 2 et 3, on voit que l'échelle de marge de puissance 8, se déplaçant dans la fenêtre 4 présentant environ 3 degrés autour de la valeur de pas (index 9), est bordée d'une bande de couleur 10, séparée en une bande jaune (ou ambre) 10b et une bande rouge 10a, indiquant les différentes limites suivant le cas de vol. La limite transitoire ["puissance maximale en transitoire" (PMT)], notée limpMT sur les figures, est représentée par un trait rouge au-dessus duquel et vers lequel pointe un triangle rouge. La bande rouge s'arrête à la limite transitoire lorsque le pas est inférieur à cette limite (figure 3) ; s'il est supérieur à celle-ci, la bande rouge est prolongée vers le haut (figure 2). Par ailleurs, les autres limitations utilisées sont - limPMC (PMC pour "puissance maximale en continu") à l'extrémité basse de la bande jaune 10b, et - lim PMD (PMD pour "puissance maximale au décollage") à la limite des bandes jaune 10b et rouge 10a (sur l'exemple de la figure 3, le pas collectif est légèrement supérieur à limp) De plus, lorsque le chauffage est en marche avec prélèvement d'air moteur, on peut utiliser des limites détarées en Ng, et la représentation schématique 11 d'une vanne est affichée (figure 3). Le pilote est ainsi informé qulil ne dispose pas de la totalité de la puissance du moteur et de la raison de cette baisse de puissance disponible (prélèvement d'air P2 ou P3 sur le moteur). De même, l'affichage en 12 du message "CHECK LMT" indique la perte de certains paramètres de calcul ou un problème de cohérence entre ces paramètres. Au décollage, le pilote met du pas collectif et l'échelle de pas 8 se déplace devant l'index 9, en même temps que les différents repères de limitation coulissent vers le bas. Le pilote peut mettre du pas collectif jusqu'à atteindre le pas de "puissance maximale au décollage" (PMD). Pendant un court moment (20 secondes), il peut aller jusqu'au pas de "puissance maximale en transitoire" (PMT). Dans le cas d'un moteur possédant une protection dans la régulation pour éviter le dépassement de la limite PMT (hors panne moteur) et si, par erreur, le pilote dépasse cette limite, le moteur ne va pas plus loin et le régime du rotor chute. Aussitôt que la phase de décollage est achevée, le pilote doit diminuer le pas collectif de façon que l'index ne dépasse pas le pas de "puissance maximale en continu" (PMC). Le fonctionnement monomoteur --dans le cas, bien entendu, d'un appareil bimoteur-- est par ailleurs illustré sur les figures 4 et 5. Il se distingue immédiatement par une indication OEI/. (OEI pour "One-Engine-Inoperate", soit "un moteur en panne") en 13 sur les figures 4 et 5. Le "H" à côté de l'indicateur OEI référencé 13 indique que le régime OEI30" (PSU) est sélectionné et donc disponible. Dans le cas où le régime OEI2' (PMU) est sélectionné, l'indicateur OEI/L est affiché. Les limitations utilisées sont - limOEIcOnt formant la limite basse de la bande jaune 10b, - limOEI2, à la limite de la bande jaune 10b et de la bande rouge 10a, et - limOEI30" au niveau du triangle rouge. De plus, des compteurs d'utilisation des régimes OEI30" et OEI2' ont été ajoutés afin d'aider le pilote à gérer le temps d'utilisation de ces régimes d'urgence. Plus particulièrement, l'exemple de la figure 4 illustre le dépassement d'utilisation de 30" de l'OEI3O". L'indication OEI/H clignote, le pilote doit baisser le pas et commuter sur OEI2' (poussoir au collectif). 35 secondes cumulées d'OEI30" ont été consommées depuis le début d'utilisation de l'OEI3O". Dans le cas de la figure 5, le pilote est maintenant en croisière sur OEI illimité, chauffage ouvert (11), la puissance d'urgence armée étant OEI2' avec affichage OEI/L fixe. L'indicateur de marge de puissance (ou marge de pas) selon l'invention présente ainsi, à tout instant, sur une échelle verticale graduée en équivalent de pas de O à 10 degrés, les informations suivantes - la valeur du pas, - les indications en pas de première limitation pour chacun des régimes de vol (PMT, PMD, PMC en vol normal, d'une part, OEI30", OEI2', OEIcont en cas de panne moteur sur un bimoteur, d'autre part). L'écart entre le pas et une première limitation est représentatif de la marge de puissance dont dispose le pilote dans le cas de vol instantané, l'indication de première limitation étant la première limitation (par exemple parmi les trois paramètres de propulsion : Ng, Cm, T4) qui serait rencontrée si le pilote mettait du pas - limite du régime du générateur de gaz (Ng) du moteur à Ng le plus élevé, par temps chaud ou en altitude, - limite de couple BTP par temps froid et à basse altitude, - limite de température de sortie de turbine libre T4 (pour un moteur "chaud" avec prélèvements de P2, ou en limite de domaine), par temps chaud ou en altitude. L'indicateur intègre de plus automatiquement les lois de pilotage associées à l'utilisation du chauffage (P2). En cas de dépassement de limitation, l'action de baisser le pas réduit chacun des trois paramètres précités et permet de retrouver une situation correcte. Le but de l'invention est d'afficher des marges de puissance réalistes en régime stabilisé et en régime transitoire lent dans tout le domaine, d'un pas faible au pas maximal. Quand une limitation est atteinte, la précision de l'affichage est équivalente à celle d'indicateurs classiques. Cependant, en régime transitoire rapide, il est admis que l'indicateur puisse fournir, momentanément, des valeurs de marge erronées - surestimées en mise de pas rapide (inférieure à 3s), car la valeur de pas augmente brutalement et, les moteurs n'ayant pas le temps d'accélérer, les marges de puissance calculées restent tout d'abord constantes, - sous-estimées en baisse de pas rapide, également du fait du temps de réponse des moteurs. Cet inconvénient en régime transitoire rapide est accepté par les pilotes, considérant les manoeuvres brutales comme peu courantes, le pilotage fin des limitations étant effectué en régime quasiment stabilisé après la fin du transitoire et un filtrage étant introduit dans l'indicateur de marge de puissance. La situation est d'ailleurs la même pour les instruments classiques en mise de pas rapide, les paramètres Ng, T4 et Cm n'atteignant les limitations que quelques secondes après la mise de pas. Cependant, dans le cas de l'indicateur de marge de puissance, le calculateur 6 permet d'introduire des filtres pour stabiliser les valeurs de marges de puissance visualisées en - anticipant les variations du moteur, - filtrant les visualisations, - modifiant les lois de calculs, en fonction des manoeuvres et des niveaux de puissance. On notera que les calculs liés à l'instrument nécessitent de nombreuses constantes en mémoire - valeurs des paramètres de limitation (T4, Cm), - coefficients de polynômes de calcul, - constantes (seuils, écarts notamment). Si les limitations en Cm et T4 sont généralement des constantes, les limitations de Ng sont fournies par le calculateur en fonction des conditions de vol. Les algorithmes des différents cas de vol utilisent trois lois d'équivalence - une loi d'équivalence de la marge de température T4 en marge Ng, déterminée par calculs, cette loi étant issue du modèle mathématique du moteur, - une loi d'équivalence de la marge de régime Ng en marge de puissance moteur, déterminée par calculs, cette loi étant aussi issue du modèle mathématique du moteur, et - pour exprimer la marge en valeur de pas, des calculs fournissent la courbe de variation de la puissance néces saire au vol avec le pas collectif sur l'ensemble du domaine de vol, cette loi étant issue des résultats de vol et de simulation. L'information fournie par l'indicateur étant très synthétique et les indicateurs classiques n'étant plus utilisés qu'en secours, il est nécessaire que le système effectue des tests automatiques sur les différents paramètres pour prévenir le pilote d'une anomalie, comme une valeur anormalement faible d'un paramètre, qui, sinon, pourrait rester indétectable pendant tout le vol. En cas de panne détectée d'un paramètre par exemple, l'indication de marge de puissance est effacée de l'écran avec l'affichage du message "CHECK LMT", du fait que les calculs sont complètement faussés par la panne du paramètre (en fonctionnement monomoteur et bimoteur). Des tests automatiques en bimoteur remplacent la surveillance théorique de cohérence, par le pilote, avec une instrumentation classique et détectent, comme un pilote, un désalignement sensible entre les deux moteurs au niveau de Ng, T4 et Cm. De plus, on vérifie la cohérence entre les limitations de Ng calculées par les deux calculateurs, associés aux moteurs, et celle entre les Ng fournis par les roues phoniques et ceux fournis par lesdits calculateurs. Le système affiche alors "CHECK LMT" sous l'échelle de l'indicateur en bimoteur, indiquant au pilote une anomalie demandant un contrôle par les indicateurs classiques et, éventuellement, un contrôle de santé des moteurs. De plus, deux tests de cohérence thermique de chaque moteur sont prévus - lorsque la limitation en T4 est atteinte avant la limita tion en Ng, - lorsque T4 sort de la plage de variation normale autour de la valeur T4maX en fonction de Ng instantané. Par ailleurs, le système doit déterminer le cas de vol, et en tenir compte dans les limitations, les calculs et la visualisation - normal en bimoteur, - en monomoteur (un moteur étant en panne), - en école (le régime de l'autre moteur étant réduit pour l'entraînement à la panne moteur), - chauffage ouvert ou non. On détecte le cas "monomoteur" par la présence d'un armement de l'OEI3O" ou de l'0E12', mais aussi par un écart important entre les Ng ou les couples des deux moteurs (OEI pour "One-Engine-Inoperate", c'est-à-dire "un moteur en panne"). L'indication de marge de puissance est également effacée (en plus de la panne franche d'un paramètre) dans les cas d'impossibilité d'affichage ou d'utilisation, soit - aucun moteur démarré, - au moins un moteur en panne de calculateur. REVENDICATIONS 1. Indicateur de marge de puissance pour un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère, destiné à fournir des informations de marge de puissance disponible sur au moins un moteur et une boîte de transmission de l'aéronef en fonction des conditions de vol, caractérisé en ce qu'il comprend - des moyens d'entrée (5) pour les différents paramètres de pilotage du moteur et de la boîte de transmission, - des moyens de calcul (6), reliés auxdits moyens d'entrée (5), qui, à partir des valeurs des paramètres de pilotage et des valeurs des limitations pour les différents régimes d'utilisation du moteur, élaborent la marge de puissance, exprimée en valeur de pas collectif, et - des moyens d'affichage (4, 8, 9) présentant, sur un écran de visualisation (7), lesdites marges de puissance repré sentées sur une échelle (8) graduée en équivalents de pas collectif, susceptible de défiler devant un index de pas collectif (9) dans une fenêtre (4) dudit écran de visuali sation (7). 2. Indicateur selon la revendication 1, caractérisé en ce que la marge de puissance est calculee, dans lesdits moyens de calcul (6), par rapport à la première des limitations qui serait atteinte par l'un des paramètres de limitation du moteur ou de la boîte de transmission en cas de variation du besoin en puissance, et cela pour chacun des régimes d'utilisation du moteur. 3. Indicateur selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que ladite échelle de marge de puissance (8), disposé verticalement, est graduée de O à 10 degrés de pas. 4. Indicateur selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite échelle de marge de puissance (8) est bordée de bandes colorées (10) indiquant les différentes limites d'utilisation suivant le cas de vol. 5. Indicateur selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé par un affichage différent en fonction des conditions de vol normales ou non. 6. Indicateur selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé par un filtrage des limites de pas visualisées par anticipation du comportement du moteur et modification des lois de calcul en fonction des phases de vol. 7. Indicateur selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé par l'introduction des tests de cohérence entre les paramètres de pilotage et de calcul utilisés. 8. Indicateur selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé par l'affichage d'alarmes en cas de fonctionnement dégradé de l'indicateur ou de dépassement en niveau et/ou en durée des limites affichées.