FR2711257A1 - Système de commande de vol électrique pour avion avec protection en assiette au décollage. - Google Patents
Système de commande de vol électrique pour avion avec protection en assiette au décollage. Download PDFInfo
- Publication number
- FR2711257A1 FR2711257A1 FR9312208A FR9312208A FR2711257A1 FR 2711257 A1 FR2711257 A1 FR 2711257A1 FR 9312208 A FR9312208 A FR 9312208A FR 9312208 A FR9312208 A FR 9312208A FR 2711257 A1 FR2711257 A1 FR 2711257A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- aircraft
- control member
- coefficient
- delivering
- rate
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 title description 4
- 230000007306 turnover Effects 0.000 claims description 16
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims description 9
- 230000009471 action Effects 0.000 claims description 4
- 230000002401 inhibitory effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000005764 inhibitory process Effects 0.000 claims description 2
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 abstract description 5
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000004044 response Effects 0.000 description 2
- 244000007853 Sarothamnus scoparius Species 0.000 description 1
- 238000000137 annealing Methods 0.000 description 1
- 230000002238 attenuated effect Effects 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 1
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000002452 interceptive effect Effects 0.000 description 1
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 1
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 1
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
- G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
- G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
- G05D1/0661—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for take-off
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Toys (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
- Système électrique pour la commande d'une surface aérodynamique de profondeur (1) d'un avion. - Selon l'invention, on prévoit des moyens atténuateurs (8) permettant de limiter le taux de rotation de l'avion au décollage, afin d'éviter que la queue de l'avion heurte le sol et de réduire la dispersion des taux de rotation.
Description
La présente invention concerne les aéronefs, notamment les
avions de transport modernes, équipés d'un système de commandes de vol électriques.
On sait que, dans de tels aéronefs en vol, les ordres de pilotage donnés par le ou les pilotes au moyen d'organes de commande, tels que par exemple des minimanches à balai, sont transmis à des calculateurs par l'intermédiaire de capteurs de position, associés auxdits organes de commande et engen- drant des signaux électriques représentatifs de la position10 desdits organes de commande actionnés par les pilotes. Ainsi, en commande d'assiette, la position d'un tel organe de commande est transformée par lesdits calculateurs en une valeur d'assiette et le système commande le mouvement de l'aéronef par l'intermédiaire des surfaces aérodynamiques de15 commande de profondeur, de façon que l'assiette réelle de l'aéronef devienne égale à la valeur commandée par le
pilote, par l'actionnement dudit organe de commande.
En revanche, au sol, dans les systèmes de commande de vol connus, les ordres de braquage des surfaces aérodynamiques20 de commande de profondeur (gouvernes de profondeur) sont tout simplement proportionnels aux déplacements dudit organe
de commande déplacé par le pilote. Ainsi, si le pilote tire à fond sur ledit organe de commande, les gouvernes de profondeur sont braquées à leur valeur maximale.
Il en résulte des inconvénients importants.
Tout d'abord, au décollage, il y a un risque, si le pilote
commande une assiette trop forte trop près du sol, que la partie arrière du fuselage de l'avion touche le sol et soit endommagée.
Par ailleurs, au décollage, la variation d'assiette en fonction du temps --encore appelée taux de rotation-- varie en fonction du chargement de l'avion et de la façon de piloter. Pour un avion déterminé, il en résulte une disper-5 sion des valeurs du taux de rotation, ce qui diminue les "performances démontrées". En effet, les règlements des autorités de certification définissent les performances (longueur de piste,...) avec des marges qui dépendent de la différence entre le "taux de rotation maximal", valeur maximale des taux de rotation d'assiette longitudinale démontrés en essai, et le "taux de rotation moyen", qui est
la valeur moyenne de ces taux de rotation. Plus ces taux sont proches, plus on tire parti des performances potentiel- les de l'avion, en réduisant les marges de définition.
La présente invention a pour objet de remédier à ces in- convénients, en faisant en sorte d'éliminer le risque de
heurter le sol avec la queue de l'avion lors des décollages et de réduire la dispersion des taux de rotation au décol- lage.
A cette fin, selon l'invention, le système électrique pour la commande d'une surface aérodynamique de profondeur d'un avion, du type comportant: - un organe de commande actionné par le pilote de l'avion et associé à un capteur de position délivrant un signal électrique continu représentatif de l'angle de braquage de ladite surface aérodynamique de profondeur au sol et de l'assiette désirée pour l'avion en vol; - des moyens moteurs pour la commande de ladite surface aérodynamique de profondeur; et
- des moyens de calcul montés entre ledit capteur de posi-
tion et lesdits moyens moteurs, recevant ledit signal délivré par ledit capteur et délivrant un signal de commande pour lesdits moyens moteurs pour communiquer à ladite surface aérodynamique un mouvement tel que ladite surface aérodynamique, au sol, atteigne une position angulaire définie par la position dudit organe de commande
ou tel que l'avion, en vol, atteigne une assiette corres-
pondant à ladite assiette désirée, est remarquable en ce qu'il comporte: des moyens générateurs pour délivrer un signal électrique continu représentatif du taux de rotation réel dudit avion; et - des moyens atténuateurs pour atténuer, en cabrage, ledit signal de commande adressé par lesdits moyens de calcul auxdits moyens moteurs, lesdits moyens atténuateurs recevant ledit signal électrique représentatif dudit taux de rotation réel et exerçant une atténuation fonction de la valeur dudit signal électrique représentatif dudit taux
de rotation réel.
Ainsi, dans le système de commande de vol conforme à la présente invention, les taux de rotation élevés sont limités par lesdits moyens atténuateurs, de sorte qu'il n'est plus possible, lorsque l'avion est piloté normalement mais sans20 précaution particulière, que la queue de l'avion vienne toucher le sol et qu'il en résulte une réduction de la
dispersion des taux de rotation élevés au décollage.
La loi d'atténuation imposée par lesdits moyens atténuateurs peut être telle que l'atténuation croît avec le taux de25 rotation. Cependant, dans un mode préféré de réalisation, on fait en sorte que ladite atténuation croisse progressivement
lorsque ledit taux de rotation réel croît de zéro jusqu'à un seuil dudit taux de rotation réel et soit constante au-delà dudit seuil.
Les moyens générateurs du signal représentatif du taux de rotation réel peuvent être formés par un détecteur d'as-
siette associé à un différentiateur, ou bien encore par la partie adéquate de la centrale inertielle de bord.
De préférence, lesdits moyens atténuateurs comportent: - un premier générateur de fonction, recevant à son entrée ledit signal électrique représentatif dudit taux de
rotation réel et délivrant à sa sortie un premier coeffi-
cient k, dont la valeur, comprise entre 0 et 1, dépend de la valeur dudit taux de rotation réel; et - un premier multiplieur pour multiplier ledit signal de commande délivré par lesdits moyens de calcul avec ledit premier coefficient k, avant que ce signal de commande
soit adressé auxdits moyens moteurs.
Ainsi, l'atténuation dudit signal de commande provient de la
valeur dudit premier coefficient multiplicateur k, infé- rieure à 1 (sauf lorsque le taux de rotation est nul) et fonction de la valeur dudit taux de rotation réel.
Il est avantageux de prévoir des moyens interrupteurs ne rendant lesdits moyens atténuateurs actifs que pendant le
décollage de l'avion. Ainsi, en vol, lesdits moyens atténua- teurs ne risquent pas d'interférer avec une éventuelle loi de pilotage en profondeur programmée, emmagasinée dans20 lesdits moyens de calcul.
Par ailleurs, afin de ne pas entraver une éventuelle manoeu-
vre d'accélération-arrêt susceptible d'interrompre le roulage au sol d'un avion en train de décoller, ledit système conforme à la présente invention peut comporter des25 moyens inhibant l'action desdits moyens atténuateurs dans le cas o, pendant le décollage, ledit organe de commande
prendrait une position correspondant au piqué.
Dans le cas o ledit organe de commande peut se déplacer de part et d'autre d'une position neutre, séparant la plage de30 débattement totale dudit organe de commande en une zone correspondant au cabrage et une zone correspondant au piqué,
il est avantageux que lesdits moyens d'inhibition compor-
tent: - un second générateur de fonction, recevant à son entrée ledit signal électrique représentatif de l'assiette désirée et délivrant à sa sortie un second coefficient g, dont la valeur, égale à 0 ou 1, dépend de ladite zone dans laquelle se trouve ledit organe de commande par rapport à ladite position neutre; et
- un second multiplieur pour multiplier ledit signal repré-
sentatif du taux de rotation réel délivré par lesdits moyens générateurs avec ledit second coefficient g, avant
que ce dernier signal soit adressé auxdits moyens atté-
nuateurs. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment
l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des réfé- rences identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 donne le schéma synoptique du système conforme à
la présente invention.
La figure 2 est un diagramme donnant, en fonction du taux de
rotation réel, la réponse des moyens atténuateurs du système conforme à la présente invention.
La figure 3 est un diagramme donnant, en fonction du dépla-
cement de l'organe de commande de l'avion, la réponse des moyens d'inhibition desdits moyens atténuateurs.
Dans les développements ci-après, les signaux électriques représentatifs des différentes grandeurs sont désignés par
les mêmes références ( d, dO/dt, p, dp/dt,...) que celles- ci.
Le système, montré schématiquement sur la figure 1, est destiné à commander une ou plusieurs surfaces aérodynamiques 1 contrôlant en profondeur le pilotage d'un avion (non représenté). Ce système comporte, de façon connue: - un organe de commande 2, tel qu'un manche à balai, pouvant être actionné entre une butée à piquer 2a et une butée à cabrer 2b par le pilote ou le copilote de l'aéronef et associé à un capteur de position 3, par exemple de type
potentiométrique, délivrant un signal électrique représen-
tatif de la position p dudit organe de commande 2, c'est-
à-dire d'une assiette Ed, désirée par ledit pilote pour l'aéronef; - un moteur ou vérin 4, destiné à la commande de ladite surface aérodynamique 1, afin de la faire pivoter autour de son axe d'articulation sur ledit aéronef, pour faire varier l'assiette dudit aéronef; et - des moyens de calcul 6, recevant les signaux dudit capteur de position 3 et destinés à commander le moteur ou le vérin 4 pour communiquer à ladite surface aérodynamique 1 un mouvement tel que ladite surface aérodynamique, au sol, atteigne une position angulaire définie par la position dudit organe de commande 2 ou tel que l'avion, en vol, atteigne une assiette correspondant à ladite assiette désirée. On voit donc que, dans le système de la figure 1:
- le braquage de la surface aérodynamique 1, et donc l'as-
siette de l'avion, sont directement proportionnels au déplacement p de l'organe de commande 2; et
- la vitesse de variation du braquage de la surface aérody-
namique 1, et donc le taux de rotation de l'avion, sont directement proportionnels à la commande p résultant du
déplacement de l'organe de commande 2.
Par ailleurs, on sait que, pour un avion déterminé, la portance est -sauf pour des valeurs d'incidence élevées-- directement proportionnelle à l'incidence. Or, au voisinage du sol et en première approximation, on peut admettre que l'incidence est directement liée à l'assiette. Aussi, au
décollage, l'accroissement de portance est, en première approximation, directement proportionnel à l'accroissement d'assiette.
Il en résulte donc qu'un pilote peut être tenté, lors d'un décollage, après avoir accéléré l'avion roulant sur le sol
jusqu'à la vitesse d'initiation de décollage, de faire un décollage rapide en appliquant à l'organe de commande 2 un déplacement important (p est alors grand) dans le sens du10 cabrage, entraînant une vitesse de variation d'assiette importante, afin de faire croître rapidement la portance.
Dans ce cas, l'augmentation d'assiette peut être si rapide que la queue de l'avion touche le sol, ce qui risque d'en- dommager ou même de détruire cet avion.
Pour éviter cet inconvénient, le système montré par la figure 1 comporte, conformément à l'invention:
- un générateur 7 susceptible de délivrer le taux de rota-
tion réel dE/dt de l'avion. Le générateur 7 peut être
constitué par un détecteur d'assiette associé à un diffé-
rentiateur ou bien par la partie correspondante d'une centrale inertielle montée à bord de l'avion; - un générateur de fonction 8, recevant à son entrée le taux de rotation réel délivré par le générateur 7 et délivrant à sa sortie un coefficient k, dont la valeur, comprise
entre 0 et 1, dépend de la valeur dudit taux de rotation.
Sur la figure 2, on a représenté un exemple de fonction K, représentant le coefficient k en fonction du taux de rotation de/dt, celui-ci étant exprimé en degré par seconde; - un interrupteur commandé 9, dont l'entrée est reliée à la sortie du générateur de fonction 8. Il va de soi que, quoique représenté sous la forme d'un interrupteur à
organe mobile pour une bonne compréhension, ledit inter-
rupteur 9 peut être de type statique; - un dispositif 10 pour la commande de l'interrupteur 9,
susceptible d'identifier la phase de décollage. Le dispo-
sitif 10 peut être un détecteur du type de celui décrit dans la demande de brevet français no 93 05851 du 14 mai 1993, ou bien un simple circuit logique recevant des différents détecteurs de bord des informations sur le régime des moteurs, la vitesse de roulage, l'état du train d'atterrissage qui se trouve sorti et chargé, l'état des
freins qui sont déverrouillés, l'état rétracté des inver-
seurs de poussée, etc..., et susceptible de déterminer la phase de décollage à partir de ces informations; et - un multiplieur 11, interposé entre les moyens de calcul 6
et le moteur ou le vérin 4 et relié à la sortie de l'in-
terrupteur commandé 9.
En dehors de la phase de décollage (en vol), l'interrupteur 9 est commandé à l'ouverture, de sorte que la branche de circuit 7, 8, 9 et 10 n'a aucune action. Dans ce cas, une commande p réalisée par le pilote par actionnement de l'organe 2 engendre, par l'intermédiaire du capteur de20 position 3, un taux de rotation ded/dt désiré par le pilote et adressé aux moyens de calcul 6. A partir de ce taux de rotation dOd/dt, lesdits moyens de calcul 6 calculent les ordres à adresser au moteur ou vérin 4 pour que celui-ci actionne la gouverne 1, afin que l'avion atteigne ce taux de25 rotation désiré. Lesdits ordres sont transmis, à travers ledit multiplieur 11, qui est alors neutre vis-à- vis de la transmission. En revanche, pendant la phase de décollage, l'interrupteur est fermé et le multiplieur 11 reçoit alors le coefficient k30 engendré par le générateur de fonction 8. Par suite, les ordres de braquage élaborés par les moyens de calcul 6 (de
la façon décrite ci-dessus) sont multipliés par le coeffi- cient k dans le multiplieur 11.
En se reportant à la figure 2, on voit que: - si le taux de rotation réel dO/dt de l'avion est faible
(par exemple inférieur à 1 degré par seconde), le coeffi-
cient k est égal ou pratiquement égal à 1, de sorte que les ordres adressés au moteur ou vérin 4 sont ceux élabo- rés par les moyens de calcul 6 et que l'avion suivra le taux de rotation désiré, commandé par le pilote; - si le taux de rotation réel dO/dt de l'avion est élevé
(par exemple supérieur à 5 degrés par seconde), le coeffi-
cient k est très inférieur à 1 (par exemple égal à 0,6), de sorte que les ordres élaborés par les moyens de calcul 6 sont fortement atténués dans le multiplieur 11, avant d'être adressés au moteur ou vérin 4. Dans ce cas, l'avion sera obligé de suivre un taux de rotation très inférieur à celui commandé par le pilote; - si le taux de rotation réel de/dt de l'avion est moyen (par exemple de l'ordre de 2 degrés par seconde), le
coefficient k est inférieur à 1, sans en être très éloi-
gné, de sorte que l'avion est obligé de suivre un taux de rotation légèrement inférieur à celui commandé par le pilote. On voit donc que le système conforme à l'invention permet de
moduler l'action du pilote au décollage en ce qui concerne le taux de rotation de l'avion, de sorte que:25 - on élimine le risque, lorsque l'avion est piloté normale-
ment mais sans précaution particulière, que l'avion touche le sol de la queue; et - on réduit la dispersion des taux de rotation au décollage, ce qui permet de diminuer les vitesses opérationnelles de
décollage et la longueur des pistes.
La modulation de l'ordre à cabrer du pilote, dans le cas o le taux de rotation devient trop grand, est progressive pour ne pas gêner le pilotage naturel de l'avion et limitée pour que le pilote garde suffisamment d'autorité. On remarquera que le coefficient k n'est jamais nul (dans l'exemple de la
figure 2, sa plus petite valeur est égale à 0,6), ce qui garantit au pilote un minimum d'autorité par l'actionnement de l'organe 2.
Dans l'exemple de la figure 2, la fonction K est constituée de deux segments rectilignes consécutifs: - le premier segment, qui correspond à des valeurs du taux de rotation réel allant de 0 à un seuil L, par exemple égal à 5 degrés par seconde, fait décroître le coefficient k de la valeur 1 à la valeur 0,6; et - le second segment, qui correspond à des valeurs du taux de rotation réel supérieure au seuil L, maintient constant le coefficient k à la valeur 0,6, quelle que soit la valeur
du taux de rotation réel.
La courbe K montrée par la figure 2 n'est qu'un exemple de réalisation. En fonction du taux de rotation réel désiré et
de l'avion concerné, la courbe K peut présenter une autre allure. Par exemple, elle peut être constituée d'une plura- lité (supérieure à 2) de segments rectilignes consécutifs.
Comme on peut le voir sur la figure 1, le système conforme à la présente invention comporte de plus: - un autre générateur de fonction 12, recevant à son entrée l'assiette Od désirée par le pilote et délivrée par le
capteur de position 3 et délivrant à sa sortie un coeffi-
cient y, dont la valeur, égale à 0 ou 1, dépend du fait que l'organe d'actionnement 2 est commandé au piqué ou au cabrage. Sur la figure 3, on a représenté un exemple de fonction G, représentant le coefficient g. On y a supposé que l'organe d'actionnement 2 est un manche rotatif, dont l'amplitude de rotation, de part et d'autre de sa position neutre 0 est de 16 degrés. La plage de 0 à -16 degrés correspond au cabrage et au déplacement du manche 2 entre sa position neutre (illustrée sur la figure 1) et sa position extrême de cabrage, lorsqu'il arrive en appui contre la butée à cabrer 2b, tandis que la plage de 0 à +16 degrés correspond au piqué et au déplacement du manche 2 entre ladite position neutre et sa position extrême de piqué, lorsqu'il arrive en appui contre la butée à piquer 2a; et - un autre multiplieur 13, interposé entre le générateur 7 et le générateur de fonction 8 et relié à la sortie du générateur de fonction 12, afin d'effectuer le produit du
taux de rotation réel de l'avion par le coefficient g.
Le coefficient g étant égal à 1 sur la plage des valeurs de
p correspondant au cabrage et à 0 sur la plage des valeurs de p correspondant au piqué, on voit que le produit g.dO/dt est égal à dO/dt pour les ordres à cabrer et à 0 pour les15 ordres à piquer.
Ainsi, la branche de circuit 12,13 n'a aucune influence
lorsque le manche 2 est en position à cabrer, mais inhibe la branche de circuit 7 à 11 lorsque le manche 2 est en posi- tion à piquer.
On voit donc que si, pendant le roulage du décollage, le pilote est obligé de commander un arrêt brusque de l'avion (accélération-arrêt) accompagné du passage du manche 2 de la plage à cabrer à la plage à piquer, les moyens limiteurs
d'assiette conformes à l'invention sont complètement inhi-25 bés.
Comme le montre la figure 3, il est avantageux que la courbe
G présente, pour la position neutre (p=0), un front légère- ment incliné plutôt qu'un front absolument raide.
Claims (6)
1. Système électrique pour la commande d'une surface aérody- namique de profondeur (1) d'un avion, du type comportant: - un organe de commande (2) actionné par le pilote de l'avion et associé à un capteur de position (3) délivrant un signal électrique continu représentatif de l'angle de braquage de ladite surface aérodynamique de profondeur au sol et de l'assiette désirée ( d) pour l'avion en vol; - des moyens moteurs (4) pour la commande de ladite surface aérodynamique de profondeur (1); et - des moyens de calcul (6) montés entre ledit capteur de position (3) et lesdits moyens moteurs (4), recevant ledit signal délivré par ledit capteur (3) et délivrant un signal de commande pour lesdits moyens moteurs (4) pour
communiquer à ladite surface aérodynamique (1) un mouve-
ment tel que ladite surface aérodynamique, au sol, attei-
gne une position angulaire définie par la position dudit organe de commande ou tel que l'avion, en vol, atteigne une assiette correspondant à ladite assiette désirée, caractérisé en ce qu'il comporte:
- des moyens générateurs (7) pour délivrer un signal élec-
trique continu représentatif du taux de rotation réel dudit avion; et des moyens atténuateurs (8,11) pour atténuer, en cabrage, ledit signal de commande adressé par lesdits moyens de calcul (6) auxdits moyens moteurs (4), lesdits moyens
atténuateurs recevant ledit signal électrique représenta-
tif dudit taux de rotation réel et exerçant une atténua-
tion fonction de la valeur dudit signal électrique repré-
sentatif dudit taux de rotation réel.
2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite atténuation croît progressive-
ment lorsque ledit taux de rotation réel croît de zéro jusqu'à un seuil (L) dudit taux de rotation réel et est
constante au-delà dudit seuil (L).
3. Système selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que lesdits moyens atténuateurs compor-
tent: - un premier générateur de fonction (8), recevant à son entrée ledit signal électrique représentatif dudit taux de
rotation réel et délivrant à sa sortie un premier coeffi-
cient (k), dont la valeur, comprise entre 0 et 1, dépend de la valeur dudit taux de rotation réel; et - un premier multiplieur (11) pour multiplier ledit signal de commande adressé par lesdits moyens de calcul (6) avec ledit premier coefficient (k), avant que ce signal de
commande soit adressé auxdits moyens moteurs (4).
4. Système selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens interrupteurs
(9,10) ne rendant lesdits moyens atténuateurs actifs que pendant le décollage de l'avion.
5. Système selon l'une quelconque des revendications 3 ou 4,
caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (12,13) inhibant l'action desdits moyens atténuateurs (8,11) dans le cas o,
pendant le décollage, ledit organe de commande (2) prendrait une position correspondant au piqué.
6. Système selon la revendication 5, dans lequel ledit organe de commande peut se déplacer de part et d'autre d'une position neutre, séparant la plage de débattement totale dudit organe de commande en une zone correspondant au cabrage et une zone correspondant au piqué, caractérisé en ce que lesdits moyens d'inhibition compor-30 tent: - un second générateur de fonction (12), recevant à son entrée ledit signal électrique représentatif de l'assiette désirée et délivrant à sa sortie un second coefficient (g), dont la valeur, égale à O ou 1, dépend de ladite zone dans laquelle se trouve ledit organe de commande par rapport à ladite position neutre; et - un second multiplieur (13) pour multiplier ledit signal représentatif du taux de rotation réel adressé par lesdits moyens générateurs (7) avec ledit second coefficient (g), avant que ce dernier signal soit adressé auxdits moyens
atténuateurs (8,11).
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9312208A FR2711257B1 (fr) | 1993-10-14 | 1993-10-14 | Système de commande de vol électrique pour avion avec protection en assiette au décollage. |
| US08/314,815 US5527002A (en) | 1993-10-14 | 1994-09-29 | Electrical flight control system for an airplane, with attitude protection on takeoff |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9312208A FR2711257B1 (fr) | 1993-10-14 | 1993-10-14 | Système de commande de vol électrique pour avion avec protection en assiette au décollage. |
| US08/314,815 US5527002A (en) | 1993-10-14 | 1994-09-29 | Electrical flight control system for an airplane, with attitude protection on takeoff |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2711257A1 true FR2711257A1 (fr) | 1995-04-21 |
| FR2711257B1 FR2711257B1 (fr) | 1995-12-22 |
Family
ID=26230674
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9312208A Expired - Lifetime FR2711257B1 (fr) | 1993-10-14 | 1993-10-14 | Système de commande de vol électrique pour avion avec protection en assiette au décollage. |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5527002A (fr) |
| FR (1) | FR2711257B1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2826469A1 (fr) * | 2001-06-25 | 2002-12-27 | Eads Airbus Sa | Procede et dispositif pour commander au moins une surface aerodynamique de profondeur d'un avion lors d'un decollage |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5692708A (en) * | 1995-05-15 | 1997-12-02 | The Boeing Company | Method and apparatus for automatically trimming an airplane stabilizer |
| US6422517B1 (en) | 1999-12-02 | 2002-07-23 | Boeing Company | Aircraft tailstrike avoidance system |
| EP1727012B1 (fr) | 1999-12-02 | 2007-11-07 | The Boeing Company | Système pour éviter un toucher de queue pour un avion |
| FR2816704B1 (fr) * | 2000-11-14 | 2003-02-21 | Eads Airbus Sa | Procede et dispositif pour la detection de l'envol d'un avion en cours de decollage |
| CA2515775A1 (fr) | 2003-02-15 | 2004-09-02 | Gulfstream Aerospace Corporation | Systeme et procede de commande de la composition atmospherique d'une cabine d'avion |
| FR2874204B1 (fr) * | 2004-08-13 | 2007-12-14 | Airbus France Sas | Systeme de commande de vol electriques pour les gouvernes de profondeur d'un aeronef |
| WO2007084679A2 (fr) * | 2006-01-17 | 2007-07-26 | Gulfstream Aerospace Corporation | Appareil et procédé de commande de secours utilisés dans un système de commande de vol distribué |
| EP1977292A2 (fr) * | 2006-01-17 | 2008-10-08 | Gulfstream Aerospace Corporation | Système et procédé associés à un système de commande de secours intégré |
| JP5004224B2 (ja) * | 2007-07-24 | 2012-08-22 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | 短距離離着陸航空機 |
| US9708054B2 (en) | 2009-03-26 | 2017-07-18 | The Boeing Company | Method and apparatus for optimizing a load in a flight control system while an aircraft is on the ground |
| WO2010110795A1 (fr) * | 2009-03-26 | 2010-09-30 | The Boeing Company | Procédé et appareil d'optimisation d'une charge dans un système de contrôle de vol pendant qu'un avion est au sol |
| US8793040B2 (en) * | 2011-06-10 | 2014-07-29 | Embraer S.A. | Climb-optimized auto takeoff system |
| FR2986065B1 (fr) * | 2012-01-23 | 2015-04-17 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif d'affichage d'informations d'assiette sur un avion lors d'un decollage. |
| US9989972B2 (en) | 2016-02-22 | 2018-06-05 | The Boeing Company | Systems and methods to prevent an aircraft from tail contact with the ground |
| US11226639B2 (en) | 2016-09-23 | 2022-01-18 | Yaborã Indústria Aeronáutica S.A. | Enhanced take-off system |
| US10852747B2 (en) * | 2018-02-21 | 2020-12-01 | The Boeing Company | Tailstrike awareness system |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3945590A (en) * | 1975-01-23 | 1976-03-23 | Sperry Rand Corporation | Semi-automatic takeoff control system for aircraft |
| US3963197A (en) * | 1971-12-16 | 1976-06-15 | Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh | Control device for avoiding the pitching up of missiles or aircraft |
| EP0261015A1 (fr) * | 1986-09-15 | 1988-03-23 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Système de commande de vol électrique avec protection en incidence pour aéronef |
| WO1993002405A1 (fr) * | 1991-07-22 | 1993-02-04 | United Technologies Corporation | Dispositif adaptatif de limitation des signaux d'entree d'un systeme de commande |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3216676A (en) * | 1963-05-20 | 1965-11-09 | Sperry Rand Corp | Self-adaptive control system |
| US3594553A (en) * | 1969-01-02 | 1971-07-20 | United Control Corp | Aircraft instrument |
| US4763266A (en) * | 1982-12-27 | 1988-08-09 | The Boeing Company | Aircraft flight command and display system |
-
1993
- 1993-10-14 FR FR9312208A patent/FR2711257B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1994
- 1994-09-29 US US08/314,815 patent/US5527002A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3963197A (en) * | 1971-12-16 | 1976-06-15 | Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh | Control device for avoiding the pitching up of missiles or aircraft |
| US3945590A (en) * | 1975-01-23 | 1976-03-23 | Sperry Rand Corporation | Semi-automatic takeoff control system for aircraft |
| EP0261015A1 (fr) * | 1986-09-15 | 1988-03-23 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Système de commande de vol électrique avec protection en incidence pour aéronef |
| WO1993002405A1 (fr) * | 1991-07-22 | 1993-02-04 | United Technologies Corporation | Dispositif adaptatif de limitation des signaux d'entree d'un systeme de commande |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2826469A1 (fr) * | 2001-06-25 | 2002-12-27 | Eads Airbus Sa | Procede et dispositif pour commander au moins une surface aerodynamique de profondeur d'un avion lors d'un decollage |
| EP1273986A1 (fr) * | 2001-06-25 | 2003-01-08 | Airbus France | Procédé et dispositif pour commander au moins une surface aérodynamique de profondeur d'un avion lors d'un décollage |
| US6546317B2 (en) | 2001-06-25 | 2003-04-08 | Airbus France | Process and device for controlling at least one aerodynamic elevator surface of an aircraft during a takeoff |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2711257B1 (fr) | 1995-12-22 |
| US5527002A (en) | 1996-06-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2711257A1 (fr) | Système de commande de vol électrique pour avion avec protection en assiette au décollage. | |
| EP0296951B1 (fr) | Système pour la commande d'un aéronef en roulis et en lacet | |
| EP0835802B1 (fr) | Dispositif d'aide au pilotage sur un aéronef à commande de vol électrique | |
| EP0844171B1 (fr) | Système de couplage de manches de commande | |
| EP1934662B1 (fr) | Procede et dispositif pour attenuer sur un aeronef les effets d'une turbulence verticale | |
| EP1776625B1 (fr) | Systeme de commandes de vol electriques pour les gouvernes de profondeur d'un aeronef | |
| EP1273986B1 (fr) | Procédé et dispositif pour commander au moins une surface aérodynamique de profondeur d'un avion lors d'un décollage | |
| FR2748720A1 (fr) | Systeme pour la commande d'un volet compensateur de gouverne d'aeronef | |
| EP3271244B1 (fr) | Dispositif de commande de vol d'un aeronef | |
| EP1989104B1 (fr) | Systeme de commande electrique pour une gouverne de direction d'un avion | |
| EP1498794B1 (fr) | Système pour commander automatiquement des dispositifs hypersustentateurs d'un aéronef, en particulier des becs de bord d'attaque d'aile | |
| EP0454549B1 (fr) | Système pour le pilotage d'un avion en tangage | |
| EP1440880B1 (fr) | Procédé et système de commande d'une gouverne d'aéronef | |
| EP1223491B1 (fr) | Système pour commander automatiquement des dispositifs hypersustentateurs d'un aéronef durant le décollage | |
| FR2901537A1 (fr) | Procede et dispositif de pilotage d'un aeronef optimisant la commande des ailerons en configuration hypersustentee | |
| EP0261015B1 (fr) | Système de commande de vol électrique avec protection en incidence pour aéronef | |
| EP0953504B1 (fr) | Aéronef à efforts de voilure diminués | |
| WO2009130413A1 (fr) | Procede pour la determination de la vitesse de sortie d'effet de sol d'un aeronef | |
| FR2769284A1 (fr) | Dispositif de commande d'une surface aerodynamique de direction d'un helicoptere | |
| EP1420320B1 (fr) | Système de commandes de vol électriques pour aéronef comportant une détection de couplages oscillatoires de pilotage et organe de pilotage pour un tel système | |
| EP3112260A1 (fr) | Procede de commande des moyens aerodynamiques d'un aeronef, systeme de commande associe et aeronef equipe d'un tel systeme de commande | |
| EP1396421B1 (fr) | Procédé et système pour déplacer une gouverne d'un aéronef | |
| FR2814433A1 (fr) | Dispositif de commande de vol d'un aeronef, en particulier d'un helicoptere | |
| EP0122162A1 (fr) | Procédé et dispostif de commande du freinage d'un aéronef lors de l'atterrissage dès qu'il a pris contact avec le sol d'une piste par ses trains d'atterrissage principaux et quand le train avant n'a pas encore pris contact avec le sol | |
| FR2570672A1 (fr) | Double systeme de commandes automatiques de compensateur et de puissance pour l'aviation generale, commerciale et d'affaires |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| CD | Change of name or company name | ||
| TP | Transmission of property |