AIRCRAFT AERODYNAMIC SURFACE CONTROL SYSTEM

Abstract: 1. System for controlling a moving aerodynamic surface (2) of an aircraft (1), comprising : - a voluntary control member (4), the displacement of which is representative of the displacement intended for said moving aerodynamic surface (2) ; - a first position sensor (18), associated with said voluntary control member (4) and emitting a first optic signal representative of the displacement of said control member (4) ; - a servo-control (6) connected to a power source (8) capable of actuating said aerodynamic surface (2), being monitored by a servo-valve (7, 46) ; - an electric computing and controlling device (9) disposed between said voluntary control member (4) and said servo-control (6) ; - a second position sensor (19), associated with said aerodynamic surface (2) and emitting a second optic signal representative of the displacement of said aerodynamic surface (2), the second signal being transmitted to said electric computing and controlling device (9) ; - first (13) and second (15) optic/electric converting means associated with said electric computing and controlling device (9) ; - first electric/optic converting means (17) associated with said electric computing and controlling device (9) ; - first (30), second (32) and fourth (36) connections by optic fibres established, respectively, between : - said first position sensor (198) and said first optic/electric converting means (13) ; - said second position sensor (19) and said second optic/electric converting means (15) ; - said first electric/optic converting means (17) and the servo-valve (7), characterized in that : - the electric energy required for the operation of said electric computing and controlling device (9) is derived from said power source (8) via electric supplying means (20) ; - second electric/optic converting means (21) are associated with said electric supplying means (20) ; - third optic/electric converting means (16) are associated with said electric computing and controlling device (9) ; and - a third connection (25) by optic fibres is established between said second electric/optic converting means (21) and said third optic/electric converting means (16).

Description: Système pour la commande d'une surface aXrodvnamiqe igd d'un aéronef. La présente invention concerne un système pour la commande d'une surface aérodynamique mobile d'un aéronef. On sait que, de façon usuelle, les systèmes pour la commande d'une surface aérodynamique (volet, aileron, gouverne, etc...) d'un aéronef sont mécaniques, électriques ou électro-hydrauliques. Les systèmes mécaniques présentent des inconvénients de poids, d'encombrement, d'effort de commande et de vulné rabilité en cas de choc ou d'élongation de la structure de l'aéronef ; de plus, leurs performances sont limitées et ne permettent pas la commande de la gouverne de profondeur d'avions à stabilité artificielle, c'est-à- dire dans lesquels le centre de gravité se trouve en arrière du point par rapport auquel le moment des forces aérodynamiques est indépendant de l'incidence, ce qui nécessite d'effectuer en permanence des corrections en agissant sur la gouverne de profondeur à une fréquence élevée. Quant à eux, les systèmes électriques ou électrohydrauliques sont sensibles aux parasites électromagnétiques, tels que la foudre, ils émettent des rayonnements et ils nécessitent un poids élevé de conducteurs électriques.- La présente invention a pour objet de remédier aux inconvénients de ces systèmes de commande connus. Plus particulièrement, l'objet de la présente invention est un système permettant - le découplement galvanique des équipements - l'insensibilité aux parasites électromagnétiques - l'absence de rayonnement - la réduction de la maintenance, des masses et des coûts - la possibilité de ronotions complexes ; et - la possibilité d'utiliser une source énergie unique, à la fois pour la transmission des ordres de commande et pour le déplacement de ladite surface aérodynamique. A cette fin, selon l'invention, le système pour la commande d'une surface aérodynamique mobile d'un aéronef comprenant - un organe de commande volontaire, dont le déplacement est représentatif du déplacement désiré pour ladite surface aérodynamique - un premier capteur de position, associé audit organe de commande volontaire et délivrant un premier signal représentatif du déplacement dudit organe de commande - une servocommande reliée à une source de puissance susceptible d'actionner ladite surface aérodynamique sous le contrôle d'une servovalve ; ; - un dispositif électrique de calcul et d'asservissement, interposé entre ledit organe de commande volontaire et ladite servocommande - un second capteur de position, associé à ladite surface aérodynamique et délivrant un second signal représentatif du déplacement de ladite surface aérodynamique, ce second signal étant transmis audit dispositif électrique de calcul et d'asservissement, est remarquable en ce que - lesdits premier et second signaux sont de nature optique - lténergie électrique nécessaire au fonctionnement dudit dispositif électrique de calcul et d'asservissement est dérivée de ladite source de puissance par l'intermédiaire de moyens d'alimentation électrique - des premiers, seconds et troisièmes moyens de conversion optique/électrique sont associés audit dispositif électrique de calcul et d'asservissement - des premiers moyens de conversion électrique/optique sont associés audit dispositif de calcul et d'asservis sement - des seconds moyens de conversion électrique/optique sont associés auxdits moyens d'alimentation électrique et - des première, seconde, troisième et quatrième liaisons par fibres optiques sont établies, respectivement, entre ledit premier capteur de position et lesdits premiers moyens de conversion optique/électrique ledit second capteur de position et lesdits seconds moyens de conversion optique/électrique lesdits seconds moyens de conversion électrique/ optique et lesdits troisièmes moyens de conversion optique/électrique lesdits premiers moyens de conversion électrique/ optique et la servovalve. Ainsi, on obtient un système de commande optique permettant d'obtenir les avantages mentionnés ci-dessus. De plus, lorsque, de façon usuelle, ledit organe volontaire et ledit premier capteur de position se trouvent dans le poste de pilotage de l'aéronef, alors que ladite servocommande, ladite servovalve et ledit second capteur de position sont disposés au voisinage de ladite surface aérodynamique mobile, il est avantageux que les premiers, seconds et troisièmes moyens de conversion optique/électrique, lesdits premiers moyens de conversion électrique/optique et le dispositif de calcul et d'asservissement soient disposés dans la partie centrale dudit aéronef au voisinage du centre de gravte' de celui-ci et que lesdits moyens d'alimentation électrique et lesdits seconds moyens de conversion électrique/optique soient disposés au voisinage de ladite surface aérodynamique mobile. En effet, dans le cas où le système de commande est destiné a' un aéronef à stabilité artificielle pourvu d'un dispositif gyrométrique de stabilisation, disposé dans la partie centrale dudit aéronef au voisinage du centre de gravité de cet aéronef, ledit dispositif de calcul et d'asservissement peut être disposé très près dudit dispositif gyrométrique, dans une partie protégée de l'aéronef. Le dispositif gyrométrique peut etre de tout type connu. Cependant, il est avantageux qu'il soit capable d'émettre des signaux qui sont adressés audit dispositif de calcul et d'asservissement par une cinquième liaison par fibres optiques, ledit dispositif de calcul et d'asservissement comportant des quatrièmes moyens de conversion optique/ électrique reliés à ladite cinquième liaison. De plus, de préférence, des troisièmes moyens de conversion électrique/optique sont associés auxdits moyens d'alimentation électrique et sont reliés audit dispositif gyrométrique par une sixième liaison par fibres optiques. Ainsi, le dispositif électrique de calcul et d'asservissement et le dispositif gyrométrique sont complètement découplés galvaniquement entre eux, ainsi que par rapport à leur source d'alimentation. Ce dispositif gyrométrique peut être de nature optique, ou bien électrique. Dans ce dernier cas, il est alors associé à des moyens de conversion optique/électrique et/ou électrique/optique appropriés. Lorsque lesdits premier et second capteurs de position nécessitent une alimentation optique, il est de même avantageux que des quatrièmes et cinquièmes moyens de conversion électrique/optique soient associés auxdits moyens d'alimentation électrique et soient respectivement reliés auxdits premier et second capteurs de position par une septième et une huitième liaisons par fibres optiques. Par ailleurs, si ladite servovalve est du type optomécanique, elle peut être directement reliée à ladite quatrième liaison par fibres optiques. En revanche, elle peut être du type à commande électrique et alors des cinquièmes moyens de conversion optique/électrique sont associés à ladite servovalve et sont reliés à ladite quatrième liaison par fibres optiques. Si ladite source de puissance susceptible d'actionner la surface aérodynamique est électrique, lesdits moyens d'alimentation électrique peuvent être constitués par un diviseur de tension ou analogue. Toutefois, si ladite source de puissance susceptible d'actionner la surface aérodynamique est hydraulique, lesdits moyens d'alimentation électrique sont constitués par un générateur hydroélectrique. Ainsi, dans tous les cas, l'alimentation des divers éléments nécessaires à l'élaboration des ordres pour la commande de déplacement de la surface aérodynamique est effectuée à partir de l'alimentation de puissance de la servocommande de la surface aérodynamique correspondante. Par suite, la perte de la commande due à un défaut d'alimentation ne peut se produire que si l'alimentation de puissance est elle-même perdue, auquel cas la servocommande était déjà perdue. Quoiqu'il soit bien évident que le système conforme à l'invention puisse être utilisé seul pour la commande de ladite surface aérodynamique, il est avantageux, comme cela est usuel en aéronautique, qu'il soit associé à un système de commande de nature classique (mécanique, électrique ou électrohydraulique). Dans ce dernier cas, il peut servir de système de secours, l'autre système étant principal et utilisé en pilotage normal. Il est alors avantageux que la liaison entre les deux systèmes soit réalisée par fibre optique. 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 montre le schéma synoptique d'un système de commande conforme à l'invention, appliqué à la commande d'une gouverne de profondeur d'un avion à stabilité artificielle. La figure 2 est une vue en plan schématique partielle d'un tel avion, illustrant une implantation des divers éléments dudit système de commande. La figure 3 montre le schéma synoptique d'un ensemble pour la commande de la gouverne de profondeur d'un avion, comportant un système de commande normale électrique de type connu et un système de commande de secours du type conforme à l'invention. Le système de commande, conforme à l'invention et montré sur les figures 1 et 2, est monté dans un avion 1 et est destiné à commander une gouverne de profondeur 2 articulée, de façon connue et non représentée, sur un empennage horizontal 3. De façon usuelle, ledit système de commande comprend un manche à balai 4, par exemple du type minimanche latéral, disposé dans le poste de pilotage 5 de l'avion 1 et destiné à être actionné par un pilote ou un copilote. Par ailleurs, également de façon usuelle, la gouverne 2 est actionnée par une servocommande 6, pilotée par une servovalve 7 et alimentée en fluide hydraulique sous pression à partir du réseau hydraulique de bord 8. La servocommande 6 et la servovalve 7 sont logées dans l'empennage 3. Le réseau hydraulique 8 est associé à une source de fluide sous pression (non représentée) dont le fonctionnement est sous la dépendance des moteurs (non représentés) de l'avion 1. De plus, ladite servovalve 7 est elle-même pilotée à partir du manche à balai 4 à travers un dispositif de calcul et d'asservissement 9. Puisque l'avion 1 est supposé être du type à stabilité artificielle, il est en outre prévu au moins un gyromètre 10 à bord de l'avion 1. Conformément à l'invention - le dispositif de calcul et d'asservissement 9, qui comporte un calculateur 11 et un module d'asservissement 12 de types électriques, comprend de plus des convertisseurs optique/électrique 13 à 16 et un convertisseur électrique/optique 17 - un capteur optique de position 18 est associé au manche à balai 4 et est susceptible de délivrer un signal optique représentatif de la position de celui-ci - un capteur optique de position 19 est associé à la gouverne de profondeur 2 et est susceptible de délivrer un signal optique représentatif de la position de celle-ci - un générateur hydro-électrique 20 est branché sur le réseau hydraulique 8 et est susceptible d'engendrer de l'énergie électrique - des convertisseurs électrique/optique 21 à 24 sont associés au générateur hydro-électrique 20 et reçoivent l'énergie électrique engendrée par celui-ci - une liaison optique 25 est prévue entre le convertisseur électrique/optique 21 et le convertioseur optique/ électrique 16, de sorte que le dispositif de calcul et d'asservissement 9 peut être alimenté en énergie électrique à partir du générateur 20, après transport de cette énergie sous forme optique dans la liaison 25. A cet effet, un réseau de conducteurs électriques 26 relie le convertisseur optique/électrique 16 aux autres éléments 11 à 15 et 17 du dispositif 9 - une liaison optique 27 est prévue entre le convertisseur électrique/optique 22 et le capteur de position 18, de sorte que celui-ci est alimenté en énergie optique, à partir du générateur électrique 20 ; - une liaison optique 28 est prévue entre le convertisseur électrique/optique 23 et le capteur de position 19, de sorte que celui-ci est alimenté en énergie optique à partir du générateur électrique 20 - une liaison optique 29 est prévue entre le convertisseur électrique/optique 24 et le gyromètre 10, de sorte que celui-ci est alimenté en énergie à partir dudit générateur électrique 20. Afin d'éviter une conversion de l'énergie optique transportée par la liaison 29, le gyromètre 10 est du type optique - une liaison optique 30 est prévue entre le capteur de position 18 et le convertisseur optique/électrique 13, tandis qu'une liaison électrique 31 relie ce convertisseur 13 au calculateur 11. Ainsi, les déplacements du manche à balai 4 sont transmis audit calculateur 11 - une liaison optique 32 est prévue entre le capteur de position 19 et le convertisseur optique/électrique 15, tandis qu'une liaison électrique 33 relie ce convertisseur 15 au module d'asservissement 12. Ainsi, les déplacements de la gouverne 2 sont transmis audit module 12 - une liaison optique 34 est prévue entre le gyromètre 10 et le convertisseur optique/électrique 14, tandis qu'une liaison électrique 35 relie ce convertisseur 14 au calculateur 11. Ainsi, les indications du gyromètre 10 sont transmises audit calculateur 11 - une liaison optique 36 est prévue entre le convertisseur électrique/optique 17 et la servovalve 7, qui est avantageusement du type opto-mécanique, tandis qu'une liaison électrique 37 relie le module d'asservissement 12 et ledit convertisseur 17. Ainsi, ledit module d'asservissement 12 transmet, à la servovalve 7, ses ordres de déplacement de la gouverne 2, par l'intermédiaire de la liaison optique 36. Bien entendu, le calculateur 11 et le module d'asservissement 12 sont reliés par une liaison électrique 38, interne au dispositif 9. On voit ainsi que, grâce au système de commande conforme à la présente invention, 11 ordre de déplacement de la gouverne 2 donné au manche à balai 4 par le pilote est transmis par le capteur de position 18, qui en recopie la position, puis délivré au calculateur 11 par l'intermé- diaire de la liaison optique 30 et du convertisseur optique-électrique 13. Le calculateur 11 élabore l'ordre de braquage commandé à partir de cet ordre de déplacement du manche 4 et des signaux émis par le gyromètre 10, qui lui parviennent par l'intermédiaire de la liaison optique 34 et du convertisseur optique/électrique 14. L'ordre de braquage est transmis au module d'asservissement (liaison 38), puis transformé par le convertisseur électrique/ optique 17 et transmis par la liaison optique 36, pour commander le déplacement de la gouverne 2 par l'intermé- diaire de la servovalve opto-mécanique 7 et de la servocommande 6. La position de la gouverne 2, mesurée par le capteur 19, est transmise par la liaison optique 32 jusqu'au convertisseur 15. Celui-ci adresse, sous forme électrique, le signal de retour de position de la gouverne au module d'asservissement 12 qui, à partir de celui-ci et de celui issu du calculateur 11, calcule le signal à délivrer à la servovalve 7. On remarquera que le générateur hydroélectriqe 20 (qui peut être de faible puissance) et le dispositif 9 sont les deux seuls éléments électriques du système de commande. Aucun d'entre eux n'a de liaison électrique avec le reste de l'avion ou du système. Ils peuvent donc être localement protégés contre toute agression extérieure. De plus, puisque l'énergie électrique nécessaire au fonctionnement du dispositif de calcul et d'asservissement 9 est fournie par le générateur 20, le système de commande selon l'invention est indépendant du réseau électrique de bord de l'avion 1. Puisque le générateur 20 est mû à partir du circuit hydraulique 8 alimentant la gouverne 2 à commander, on voit que l'énergie nécessaire, d'une part, au déplacement de la gouverne 2, et d'autre part, à la réalisation du signal de commande de ce déplacement est issue d'une seule et même source, à savoir celle alimentant le réseau 8 en fluide hydraulique sous pression. En outre, on remarquera que, s'il est presque obligatoire que le générateur hydroélectrique 20 soit situé au voisinage immédiat de la servovalve 7 ou sur celle-ci (c'est-à-dire dans l'empennage 3) afin d'utiliser les tuyauteries du même circuit hydraulique, le dispositif de calcul et d'asservissement 9 peut, en revanche, être à un emplacement quelconque de l'avion. Il sera en particulier possible de choisir une des zones de l'avion les moins susceptibles de perturbations, comme par exemple la zone centrale 39 de l'avion (proche du centre de gravité de l'avion), dans laquelle se trouve obligatoirement le gyromètre 10 (voir la figure 2). Ainsi, grâce à l'invention, on peut - utiliser une source d'énergie unique et indépendante de l'alimentation électrique delbord - protéger et isoler le dispositif de calcul et d'asservissement 9 et donc réduire l'encombrement de ce dernier - utiliser des fibres optiques pour transporter les signaux de commande et l'alimentation en énergie - utiliser un système de stabilisation par gyromètre optique. Il en résulte donc que le système selon l'invention est totalement insensible à toute agression extérieure et affranchi de toute panne du réseau élect-rique de bord. Il peut donc être utilisé en dernier secours pour un avion à stabilité artificielle. Le générateur hydroélectrique 20 peut être du type r-otatif, tel que micromoteur alternateur ou microturboalternateur, ou bien encore linéaire, tel que pulsateur statique avec cellule piézo-électrique ou équipage mobile avec cellule électromagnétique. Les capteurs de position 18 et 19 peuvent comporter deux voies de mesure, afin d'effectuer une détection différentielle. Ils sont par exemple du type décrit dans la demande de brevet français nO 8-îo468 déposée le 2 Juillet 1984 par la demanderesse. Le gyromètre optique 10 peut être du type à laser à cavité. Il peut également être du type à fibre optique mettant en oeuvre l'effet SAGNAC. Toutefois, il va de soi qu'au lieu d'utiliser un gyromètre optique comme mentionné ci-dessus, on pourrait utiliser un gyromètre électrique à condition de prévoir un convertisseur optique/électrique (analogue aux convertisseurs 13 à 16) entre la liaison optique.29 et ledit gyromètre. Notamment dans le cas où le dispositif 9 est proche du gyromètre 10, on pourrait alors remplacer la liaison optique 34 et le convertisseur optique/ électrique 14 par une simple liaison électriquement conductrice. On pourrait également conserver la liaison optique 34 et le convertisseur optique/électrique 14 à condition d'intercaler un convertisseur électrique/ optique (analogue aux convertisseurs 17 et 21 à 24) entre le gyromètre 10 et la liaison optique 34. De plus, sur les figures 1 et 2, on n'a représenté qu'un seul gyromètre 10 pour assurer la stabilité de l'avion 1. Il est bien évident qu'il s'agit seulement d'une commodité de représentation et que le système de stabilisation peut comporter plusieurs gyromètres, ainsi qu'éventuellement un ou plusieurs accéléromètres. La servovalve opto-mécanique 7 est par exemple du type à cristal se déformant sous l'effet d'un flux lumineux, cette déformation, fonction dudit flux, étant amplifiée à l'aide de l'énergie hydraulique du réseau 8. Il va de soi que l'on pourrait utiliser une servovalve électrique ou piézo-électrique à la place de la servovalve opto-mécanique, à la condition de prévoir un convertisseur optique/électrique, alimenté par le générateur 20, entre la liaison optique 36 et ladite servovalve. Les convertisseurs optique/électrique 13 à 16 et électrique/optique 17 et 21 à 24 peuvent être de tout type connu comportant une diode semi-conductrice optoélectronique réceptrice ou émettrice, associée à des moyens d'amplification. Bien entendu, les diverses liaisons optiques sont réalisées par des fibres optiques. Sur les figures 1 et 2, on a supposé que le système de commande selon l'invention était le principal et unique système de commande de la gouverne 2. En revanche, la figure 3 illustre un exemple d'ensemble de commande de gouverne comportant un système électrique de type connu, destiné au fonctionnement normal, et un système conforme à l'invention, destiné au fonctionnement de secours et appelé ci-après "système optique". Le système selon l'invention, représenté sur la figure 3, est identique à celui de la figure 1 ; toutefois, à des fins de clarté de dessin, on a supprimé le gyromètre 10, les convertisseurs optique/électrique 14 et 16, les convertisseurs électrique/optique 21 à 24, les liaisons 25 à 29 et les liaisons 34 et 35, pour ne laisser subsister que le calculateur 11, le module d1asservisse- ment 12, le convertisseur optique/électrique 13, le convertisseur éleotrique/optique 17, les capteurs de position 18 et 19, le générateur 20, les liaisons 30 à 33 et les liaisons 36 à 38. De plus - on a interposé un commutateur 40, dans la liaison électrique 37 reliant le module d'asservissement 12 au convertisseur électrique/optique 17, ce commutateur 40 étant commandé par un dispositif de commutation 41 pouvant recevoir des informations d'un convertisseur optique/électrique 42 relié à une liaison optique 43 et pouvant adresser des ordres sur une liaison optique 44, par l'intermédiaire d'un convertisseur électrique/ optique 45 - on a remplacé la servovalve 7 par une servovalve 46 à double commande, associée à deux électrovannes 47 et 48 pour la commande de la servocommande 6 -- on a disposé des convertisseurs optique/électrique 48 et 49, respectivement entre la liaison optique 36 et la servovalve 46 et entre la liaison optique 46 et l'électrovanne 47 - en plus du capteur optique de position 18, on a associé au manche à balai 4 un capteur de position 50, purement électrique - en plus du capteur optique de position 19, on a associé à la gouverne 2 un capteur de position 51, purement électrique - en plus, du dispositif de calcul et d'asservissement 9, qui incorpore alors avantageusement le commutateur 40, le dispositif de commutation 41 et les convertisseurs 42 et 45, on prévoit un dispositif de calcul et d'asservis sement 52, comportant un calculateur 53, un module d'asservissement 54, un dispositif de commutation 55, un commutateur 56 et un convertisseur électrique/optique 57 ; le calculateur 53 reçoit des informations du capteur de position 50 par une liaison 58 et est relié au module d'aservissement 54 par une liaison 59. Le calculateur 53 peut également être associé à un gyromètre (non représenté), comme l'est le calculateur 11 au gyromètre 10. Le module d'asservissement 54 reçoit les informations du capteur de position 51 par une ligne 60 et peut adresser des ordres à la servovalve 46 à travers le commutateur 56 et une liaison 61. Le commutateur 55 peut adresser des informations à l'électrovanne 63 par une ligne 62. Enfin, le convertisseur électrique/optique 57 est relié à la liaison 43, qui assure ainsi la connexion entre les dispositifs 9 et 52. Ainsi, lorsque le manche à balai est déplacé par le pilote, le capteur 50 envoie un signal électrique correspondant au dispositif 52, tandis que le capteur 18 envoie un signal optique au dispositif 9. Chacun des deux dispositifs 52 et 9 élabore, indépendamment de l'autre, l'ordre de braquage commandé en fonction des lois qui lui sont programmées et qui peuvent éventuellement être différentes (par exemple, lois sophistiquées pour la c haine électrique et lois simples du type recopie de position pour la channe optique de secours). Chacun des deux dispositifs a une structure duplex (commande et surveillance). Celle-ci est schématisée par l'élément de commutation correspondant 55-56 ou 40-41. La servovalve 46 est du type oonnu à deux enroulements. Chacun d'eux est attaque indépendamment par les ordres émanant des deux ohaSnes. Lorsque l'uns des deux émet un ordre, l'autre n'émet rien. Lorsque lune des deux éleotrovannes 47 ou 63 est activée la servocommande obéit aux ordres de la servovalve 46 et lorsqu'auoune des deux n'est activée elle est mise en mode amorti. En fonctionnement normal, le dispositif de commutation 55 du calculateur 52 du système électrique - maintient le relais 56 correspondant sur la position N reliée à la liaison 61 permettant ltémission du signal de commande vers l'enroulement de la servovalve associé au système électrique, - émet vers l'électrovanne correspondante 63 (par la liaison 62) l'ordre qui permet de mettre, puis de maintenir, la servocommande 6 en mode actif, - envoie par la liaison optique 43 au dispositif de calcul et d'asservissement 9 du système optique de secours un signal lui signifiant qu'il doit être passif. Ce signal est converti par le convertisseur opto-électronique 42 et transmis au dispositif de commutation 41 du calculateur 9 du système secours qui - maintient le relais 40 correspondant sur une position N interdisant l'émission de signaux de commande, - maintient désactivée l'électrovanne 47 correspondante. Par ailleurs, lorsque le système électrique nô peut plus assurer na fonction perte de l'alimentation électrique ou panne d'un liment du système constatée par le calcula- teur), le dispositif de commutation 55 de oelui-oi - fait basculer le relais 56 correspondant sur une position S pour que cesse l'émission.des ordres de commande vers la servovalve 46, - désactive l'4lectrovanne 63 correspondante, oe qui permet de mettre la servocommande 6 en mode amorti, si l'autre éleotrovanne 47 n'est pas excitée, - envoie au calculateur 9 du système optique un signal de panne (par la liaison 43). A la réception de celui-ci, l'élément de commutation 41 du système de secours - fait basculer le reiais 40 sur une position S reliée à la liaison 36 autorisant l'émission ordres de commande vers la servovalve 46, - envoie à l'électrovanne 47 correspondante par la liaison 44 l'ordre d'activation de la servocommande 6. On notera que, dans le système de la figure 3 - en cas de bon fonctionnement du système normal électrique, le dispositif de calcul et d'asservissement 9 du système de secours fonctionne aussi ; toutefois l'ordre de commande du dispositif 9 n'est pas émis vers la servocommande 6, - lorsque le système de secours est actif, après panne du système électrique, celui-ci redeviendra actif si la panne disparait, - si les deux systèmes sont en panne, les deux électrovannes 47 et 63 sont désexcitées et la servocommande 6 est mise en mode amorti, - les deux systèmes sont complètement indépendants, sans aucun point commun électrique.

Claims: REVENDICATfONS 1 Système pour la commande d'une surface aErodynami- que mobile (2) d'un aéronef (1) comprenant - un organe de commande volontaire (4), dont le dépla- cement est représentatif du déplacement désiré pour ladite surface aérodynamique mobile (2) - un premier capteur de position (18), associé audit organe de commande volontaire (4) et délivrant un premier signal optique représentatif du déplacement dudit organe de commande (4) - une servocommande (6) reliée Åa une source de puisean- ce (8) susceptible d'actionner ladite surface aérodynamique (2) sous le contrôle d'une servovalve (7,46) - un dispositif électrique de calcul et d'asservissement (9), interposé entre ledit organe de commande volontaire (4) et ladite servocommande (6) - un second capteur de position (19), associé à ladite surface aérodynamique (2) et délivrant un second signal optique représentatif du déplacement de ladite surface aérodynamique (2), ce second signal étant transmis audit dispositif électrique de calcul et d'asservissement (9) - des premiers (13) et des seconds (15) moyens de conversion optique/électrique associés audit dispositif électrique de calcul et d'asservissement (9) - des premiers moyens de conversion électrique/optique (17) associés audit dispositif de calcul et d'asservissement (9) - des première (30), seconde (32) et quatrième (36) liaisons par fibres optiques établies, respectivement, entre . ledit premier capteur de position (18) et lesdits premiers moyens de conversion optique/électrique (13) . ledit second capteur de position (19) et lesdits seconds moyens de conversion optique/électrique (15) lesdits premiers moyens de conversion électrique/optique (17) et la servovalve (7), caractérisé en ce que - l'énergie électrique nécessaire au fonctionnement dudit dispositif électrique de calcul et d'asservissement (9) est dérivée de ladite source de puissance (8) par l'intermédiaire de moyens d'alimentation électrique (20) - des seconds moyens de conversion électrique/optique (21) sont associés auxdits moyens d'alimentation électrique (20) - des troisièmes moyens de conversion optique/élecbri- que (16) sont associés audit dispositif électrique de calcul et d'asservissement (9) ; et - une troisième liaison (25) par fibre optique est était blie entre lesdits seconds moyens de conversion élec trique/optique (21) et lesdits troisièmes moyens de conversion optique/électrique (16). 2.- Système selon la revendication 1, dans lequel ledit organe de commande volontaire (4) et ledit premier cap teur de position (18) se trouvent dans le poste de pilotage (5) de l'aéronef (i), alors que ladite servocommande (6), ladite servovalve (7,46) et ledit second capteur de position (19) sont disposés au voisinage¯(3) de laite surface aérodynamique mobile (2), caractérisé en ce que les premiers, seconds et troisie- mes moyens de conversion optique/électrique (13,15,16), lesdits premiers moyens de conversion électriaue/opti- que (17) et le dispositif de calcul et d'asservissement (9) sont disposés dans la partie centrale (39) dudit aéronef (1) au voisinage du centre de gravité de celui-ci et en ce que lesdits moyens d' limenbation électrique (20) et lesdits seconds moyens de conversion éle°trique/optique (21) sont disposés au voisinage (3) de ladite surface aérodynamique mobile (2). 3 - Système selon la revendication 2, destiné à un aéronef (1) à stabilité artificielle pourvu d'un dispositif gyrométrique (10) de stabilisation, disposé dans la partie centrale (39) dudit aéronef au voisinage du centre de gravité de cet aéronef, caractérisé en ce que ledit dispositif gyrométrique (10) émet des signaux qui sont adressés audit dispositif de calcul et d'asservissement (9) par une cinquième liaison par fibres optiques (34), ledit disposiLif de calcul et d'asservissement (9) comportant des quatrièmes moyens (111) de conversion optique/électrique reliés à ladite cinquième liaison (34). 4 - Système selon la revendication 3, caractérisé en ce que des troisièmes moyens de conversion électrique/optique (24) sont associés auxdits moyens d'alimentation électrique (20) et sont reliés audit dispositif gyrométrique (10) par une sixième liaison par fibres optiques (29). 5 - Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que des quatrièmes (22) et cinquièmes (23) moyens de conversion électrique/optique sont associés auxdits moyens d'alimentation électrique (20) et sont respectivement reliés auxdits premier et second capteurs de position (18 et 19) par une septième (27) et une huitième (28) liaisons par fibres optiques. 6 - Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ladite servovalve (7) est du type optomécanique. 7 - Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ladite servovalve (46) est à commande électrique et en ce que des cinquièmes moyens de conversion optique/électrique (48) sont associés à ladite servovalve et sont reliés à ladite quatrième liaison (36) par fibres optiques. 8 - Système selon ltune quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel ladite source de puissance susceptible d'actionner la surface aérodynamique (2) est électrique, caractérisé en ce que lesdits moyens d'alimentation électrique (20) sont constitués par un diviseur de tension ou analogue. 9 - Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel ladite source de puissance susceptible d'actionner la surface aérodynamique (2) est hydraulique, caractérisé en ce que lesdits moyens d'alimentation électrique (20) sont constitués par un générateur hydroélectrique. 10 - Ensemble pour la commande d'une surface aérodynamique mobile (2) d'un aéronef (1), caractérisé en ce qu'il comporte le système spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 9, associé à un autre système de nature électrique, les deux systèmes étant pilotés par un organe de commande volontaire unique (4) et actionnant une servocommande unique (6) et en ce que lesdits systèmes sont reliés entre eux par une liaison de communication par fibres optiques (43). 11 - Ensemble selon la revendication 10, caractérisé en ce que le système électrique fonctionne en pilotage normal et en ce que le système selon l'invention fonctionne en pilotage de secours. 12 - Ensemble selon l'une des revendications 10 ou 11, caractérisé en ce que ladite servocommande (6) et ladite servovalve (46) sont associées à deux électrovannes (47, 63), dont l'une est commandée par l'un desdits systèmes et l'autre par l'autre système.

Inventors: DESJEAN, PIERRE, DOMERQUE, JEAN-PAUL, LABORIE, JEAN-PIERRE, PALANDJIAN, PHILIPPE, DOMERGUE, JEAN-PAUL
Applicants: AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE SOCIETE ANONYME DITE:
Application year: 1987
Main classification: B64C13
IPC codes: H04B10, B64C13, G05D1