FR2769284A1

FR2769284A1 - Dispositif de commande d'une surface aerodynamique de direction d'un helicoptere

Info

Publication number: FR2769284A1
Application number: FR9712453A
Authority: FR
Inventors: Andre Michel Louis Dequin; Valery Lionel Delisle; Pascal Leguay
Original assignee: Eurocopter France SA
Current assignee: Airbus Helicopters SAS
Priority date: 1997-10-07
Filing date: 1997-10-07
Publication date: 1999-04-09
Anticipated expiration: 2017-10-07
Also published as: US6142413A; FR2769284B1

Abstract

- La présente invention concerne un dispositif de commande d'une surface aérodynamique de direction (D) d'un hélicoptère (He) qui comporte un système anticouple destiné à contrecarrer le couple induit par un rotor (R1) d'avance et de sustentation et comprenant un rotor anticouple (R2), exerçant une poussée latérale anticouple, et ladite surface aérodynamique de direction (D), commandable et engendrant une portance transversale anticouple. - Selon l'invention, ledit dispositif comporte des moyens de commande (1A) pour commander en vitesse la surface aérodynamique (D), en fonction de l'écart entre un ordre de commande en lacet de l'hélicoptère (He) et un ordre de consigne du rotor auxiliaire (R2), et ceci tant que ledit écart n'est pas nul.

Description

La présente invention concerne un dispositif de commande d'une surface aérodynamique de direction, telle qu'un volet de dérive ou une dérive entièrement braquable, d'un hélicop tère. Elle concerne également un hélicoptère muni d'un tel dispositif de commande.

On sait que, dans un hélicoptère pourvu d'un unique rotor principal assurant la sustentation et la propulsion, le fuselage a tendance, en réaction au couple exercé par ledit rotor principal, à tourner dans le sens opposé au sens de rotation de ce dernier. On sait de plus que, pour combattre le couple de réaction auquel est soumis le fuselage, il est usuel de prévoir un rotor auxiliaire anticouple, susceptible d'engendrer une poussée transversale et entraîné en rotation à partir de la source motrice du rotor principal. Ainsi, le rotor auxiliaire anticouple prélève une partie de la puissance de cette source motrice.

Un autre inconvénient d'un rotor anticouple réside dans sa traînée induite, qui peut atteindre la moitié de la poussée pour les vitesses élevées, ainsi que dans le bruit induit susceptible d'être très gênant.

Il en résulte donc que, pour les performances de l'hélicop tère, il est avantageux que le rotor auxiliaire anticouple soit aidé dans sa fonction de stabilisation latérale anticouple du fuselage.

Comme cela est par exemple indiqué dans le brevet US-A-2 818 224, on peut, à cet effet, délester ledit rotor anticouple, en vol de translation, à l'aide d'une poussée aérodynamique s'exerçant sur une dérive prévue à l'arrière dudit hélicoptère. Une telle poussée est habituellement obtenue en choisissant pour la dérive un profil cambré et en calant celle-ci avec un certain angle par rapport au plan de symétrie du fuselage. Cependant, pour une définition de dérive fixée, la poussée ainsi obtenue lorsque l'hélicoptère vole à dérapage nul ne dépend que de la pression dynamique de l'air sur la dérive et n'est donc pas modulable. L'effort anticouple à exercer variant de façon différente en fonction de la vitesse, ainsi qu'en fonction d'autres paramètres de vol, il en résulte que le délestage optimum du rotor anticouple n'est en pratique possible que dans un seul cas de vol.

Pour éviter les inconvénients et limitations apparaissant dans l'utilisation d'une telle dérive fixe de délestage, on peut mettre en oeuvre un volet de dérive, réglable en orientation.

La présente invention s'applique exclusivement à un hélicoptère muni d'un système anticouple mixte comprenant - un rotor auxiliaire anticouple, commandable et exerçant
une poussée latérale anticouple ; et - une surface aérodynamique de direction (un volet de dérive
par exemple), commandable et engendrant une portance
transversale anticouple.

En ce qui concerne le principe de commande d'un tel volet de dérive, il existe divers concepts de loi de pilotage dits déterministes, c'est-à-dire qui engendrent un braquage du volet de dérive en fonction de paramètres de cas de vol connus, et adapté à l'objectif souhaité (d'après un modèle de connaissance). Ce moyen de commande, bien qu'intéressant dans le principe, est par nature peu robuste aux modifications aérodynamiques externes (emports externes par exemple) et nécessite une mise au point en vol si le modèle de connaissance s'avère peu précis.

De plus, le moyen de commande précité ne peut généralement pas être mis en oeuvre sur tout type d'hélicoptère, ou tout au moins nécessite la modification au moins de la chaîne de commande en lacet de l'hélicoptère.

La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un dispositif de commande d'une surface aérodynamique de direction d'un hélicoptère, dispositif qui peut être agencé sur tout type d'hélicoptère sans avoir à modifier la chaîne de commande en lacet de ce dernier, qui permet de soulager le rotor anticouple, c'està-dire de réduire sa poussée (et donc d'augmenter les performances de l'hélicoptère et/ou de réduire le coût du vol), ainsi que la traînée et le bruit induits, et qui de plus permet de conserver une autorité de la commande en lacet de l'hélicoptère en tout point du domaine de vol.

A cet effet, selon l'invention, ledit dispositif de commande d'une surface aérodynamique de direction d'un hélicoptère, ledit hélicoptère comportant un système anticouple mixte qui est destiné à contrecarrer le couple induit par un rotor principal d'avance et de sustentation de l'hélicoptère et qui comprend - un rotor auxiliaire anticouple, commandable et exerçant
une poussée latérale anticouple ; et - ladite surface aérodynamique de direction, commandable et
engendrant une portance transversale anticouple, est remarquable en ce qu'il comporte des moyens de commande pour commander en vitesse ladite surface aérodynamique, en fonction de l'écart entre un ordre de commande en lacet de l'hélicoptère et un ordre de consigne représentatif d'une commande de consigne dudit rotor auxiliaire, et ceci tant que ledit écart n'est pas nul.

Ainsi, grâce à l'invention, si l'action de ladite surface aérodynamique, de préférence un volet de dérive ou une dérive entièrement braquable, est suffisante, à l'équilibre ledit rotor auxiliaire réalise la commande de consigne (ou au moins une commande proche de cette dernière, sinon) et la surface aérodynamique exerce une action représentative de l'ordre de commande en lacet (ou au moins d'un ordre proche de celui-ci, sinon), ce qui permet de réduire la poussée du rotor auxiliaire, ainsi que sa traînée et le bruit induits et donc d'augmenter les performances de l'hélicoptère.

De plus, lorsque comme de préférence ladite commande de consigne est la commande, pour laquelle ledit rotor auxiliaire exerce une poussée latérale nulle, la poussée du rotor auxiliaire est donc de plus annulée avantageusement à l'équilibre.

En outre, comme le dispositif de commande conforme à l'invention est externe à la chaîne de commande en lacet et ne doit pas être intégré dans cette dernière pour fonctionner normalement et efficacement, il peut être monté sur tout type d'hélicoptère, selon les différents modes de réalisation précisés ci-dessous, sans avoir à modifier la chaîne de commande en lacet. Par conséquent, ledit dispositif de commande présente également un coût réduit.

Par ailleurs, selon l'invention, ledit ordre de commande en lacet peut - soit être représentatif de l'action exercée par un pilote
de l'hélicoptère sur un palonnier, ce qui permet d'agencer
le dispositif conforme à l'invention sur un hélicoptère
usuel à système de commande de vol mécanique - soit être déterminé par une unité de calcul, à partir des
actions exercées respectivement sur un manche collectif et
sur un palonnier par au moins un pilote de l'hélicoptère.

Ladite unité de calcul peut notamment correspondre à un
système de commande de vol électrique, équipant certains
types d' hélicoptères.

Dans un premier mode de réalisation avantageux de l'invention, appliqué à un hélicoptère comportant au moins un palonnier pour commander en lacet l'hélicoptère et une timonerie reliée audit palonnier et à un organe d'actionnement dudit rotor auxiliaire, de façon avantageuse, lesdits moyens de commande comprennent - des premiers moyens, comportant de préférence un potentio
mètre, pour mesurer la valeur du déplacement de ladite
timonerie, qui est représentative dudit ordre de commande
en lacet - des deuxièmes moyens pour déterminer, à partir de la
valeur ainsi mesurée du déplacement de la timonerie, un
ordre de commande de la surface aérodynamique ; et - des troisièmes moyens, comportant de préférence un moteur
ou un actionneur électrique, pour actionner en vitesse
ladite surface aérodynamique, en fonction de l'ordre de
commande ainsi déterminé.

Dans ce cas, ledit dispositif de commande comporte de plus de façon avantageuse - des moyens pour déterminer ledit ordre de consigne, en
fonction du facteur de charge latéral de l'hélicoptère de
manière à augmenter la stabilité statique latérale dudit
hélicoptère ; et/ou - des moyens pour rendre inactif ledit dispositif de com
mande.

Avantageusement, ces derniers moyens sont associés à des moyens permettant à un pilote de l'hélicoptère de sélectionner, de préférence manuellement, et de commander au choix l'une des trois positions de braquage suivantes de ladite surface aérodynamique : les deux positions extrêmes et la position centrale.

En outre, afin d'adapter le dispositif conforme à l'lnven- tion au type d'hélicoptère considéré et/ou de l'optimiser par rapport à la configuration de vol considérée, il comporte avantageusement différents moyens pour régler notamment - une position de consigne de ladite timonerie, à partir de
laquelle est déterminé ledit ordre de consigne ; et/ou - la largeur d'une plage de commande morte, pour laquelle
aucun ordre de commande n'est transmis auxdits troisièmes
moyens pour actionner la surface aérodynamique ; et/ou - la largeur d'une plage d'actionnement, pour laquelle
ladite surface aérodynamique est actionnée ; et/ou - la vitesse d'actionnement desdits troisièmes moyens.

De plus, pour permettre au pilote d'avoir directement une vision juste de la situation effective de la commande, le dispositif conforme à l'invention comporte en outre de façon avantageuse - des moyens pour indiquer audit pilote de l'hélicoptère la
valeur effective de l'angle de braquage de la surface
aérodynamique ; et/ou - des moyens pour avertir ledit pilote lorsque ladite
surface aérodynamique se trouve dans l'une de ses deux
positions de braquage extrêmes.

Par ailleurs, dans un second mode de réalisation particulièrement avantageux de l'invention, lesdits moyens de commande comportent - une unité de calcul, pour déterminer un ordre de commande
de la surface aérodynamique, à partir de l'écart entre
l'ordre de commande en lacet et l'ordre de consigne ; et - des moyens pour actionner en vitesse ladite surface
aérodynamique, en fonction de l'ordre de commande ainsi
déterminé.

Ce second mode de réalisation est robuste (comme également le premier mode de réalisation) par rapport aux variations de configuration aérodynamique externe de l'hélicoptère et de plus ne nécessite qu'une mise au point réduite en vol.

En outre, selon l'invention, la conversion dudit écart qui correspond à un ordre de commande du rotor auxiliaire, en une valeur qui correspond à un ordre de commande de la surface aérodynamique, est réalisée avantageusement à l'aide d'un gain de conversion en efficacité en moment de lacet.

Par ailleurs, de façon avantageuse, ladite unité de calcul détermine ledit ordre de commande de la surface aérodynamique en réalisant successivement au moins une conversion, une intégration et un filtrage passe-bas dudit écart entre l'ordre de commande en lacet et l'ordre de consigne.

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 dans son principe le fonctionnement d'un dispositif de commande conforme à l'invention, dans un premier mode de réalisation.

La figure 2 montre schématiquement une réalisation pratique du dispositif de commande de la figure 1.

La figure 3 est une illustration graphique de la commande d'un volet de dérive, en fonction de l'actionnement d'un palonnier, représentative du mode de réalisation des figures 1 et 2.

La figure 4 montre schématiquement un pupitre de signalisation et de réglage, conforme à l'invention et utilisé pour la mise au point du dispositif de commande.

La figure 5 illustre schématiquement un dispositif de commande conforme à l'invention, dans un second mode de réalisation.

La figure 6 est le schéma synoptique d'une unité de calcul du dispositif de la figure 5.

Le dispositif de commande conforme à l'invention et représenté schématiquement sur les figures 1 et 5, respectivement dans deux modes de réalisation différents 1A et 1B, est appliqué à un hélicoptère He muni d'un unique rotor principal R1 d'avance et de sustentation.

Ledit dispositif de commande 1A ou 1B est destiné à commander une surface aérodynamique de direction D, représentée sous forme d'un volet de dérive sur le dessin.

Ce volet de dérive D fait partie d'un système anticouple mixte dudit hélicoptère He, qui a pour objet de contrecarrer le couple induit par ledit rotor principal R1 et qui comprend - un rotor auxiliaire anticouple R2, commandable et exerçant
une poussée latérale anticouple non représentée ; et - ledit volet de dérive D, commandable en orientation et
engendrant une portance transversale anticouple également
non représentée.

Ledit dispositif de commande 1A, 1B a notamment pour objet de réduire la poussée dudit rotor auxiliaire R2 de manière à augmenter les performances de l'hélicoptère He.

La présente invention présente encore de nombreux autres avantages précisés ci-dessous.

Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 1, l'invention est appliquée à un hélicoptère He représenté schématiquement à échelle réduite pour des raisons de clarté du dessin et comportant une timonerie 2 commandée par l'actionnement d'un palonnier 3 par un pilote non représenté dudit hélicoptère He, comme indiqué par une flèche 4.

De façon connue, ladite timonerie 2, dont une biellette 5 est articulée à la structure S de l'hélicoptère He par un renvoi 6, est reliée, par l'intermédiaire d'une biellette 7, à au moins un organe d'actionnement non représenté des pales du rotor R2, pour lui transmettre l'ordre de commande en lacet de l'hélicoptère He engendré par l'actionnement dudit palonnier 3, comme illustré par une flèche 8.

Bien entendu, les moyens 5, 6 et 7 précités peuvent de façon connue être remplacés par une commande à câble sans renvoi.

Pour obtenir les caractéristiques et les avantages recherchés, ledit dispositif 1A comporte des moyens de commande précisés ci-dessous pour commander en vitesse ledit volet de dérive D, comme illustré par une flèche 9, en fonction de l'écart entre l'ordre de commande en lacet de l'hélicoptère
He et un ordre de consigne représentatif d'une commande de consigne dudit rotor auxiliaire R2, et ceci tant que ledit écart n'est pas nul.

Selon l'invention, lesdits moyens de commande 1A comprennent, tel que représenté sur les figures 1 et 2 - des moyens 10 comprenant par exemple un potentiomètre 11
pour mesurer la valeur du déplacement de ladite timonerie
2, qui est représentative du pas du rotor R2, c'est-à-dire
dudit ordre de commande en lacet, engendré par
l'actionnement du palonnier 3 - des moyens 13 pour déterminer, à partir de la valeur ainsi
mesurée du déplacement de la timonerie 2 (ou du pas du
rotor R2) et de l'ordre de consigne précisé ci-dessous, un
ordre de commande du volet de dérive D ; et - des moyens 14 comportant un actionneur électrique 15 relié
à une biellette 16, pour actionner en vitesse ledit volet
de dérive D, en fonction de l'ordre de commande ainsi
déterminé, comme illustré par la flèche 9.

Ainsi, grâce à l'invention, si l'action du volet de dérive D est suffisante, à l'équilibre ledit rotor auxiliaire R2 réalise la commande de consigne (ou une commande proche de cette dernière, sinon) et ledit volet de dérive D exerce une action représentative de l'ordre de commande en lacet (ou proche de celui-ci, sinon), ce qui permet de soulager le rotor auxiliaire R2, de réduire sa poussée, ainsi que sa traînée et le bruit induits, et donc d'augmenter les performances de l'hélicoptère He.

De plus, lorsque comme de préférence ladite commande de consigne est la commande, pour laquelle ledit rotor auxiliaire R2 exerce une poussée latérale nulle, la poussée dudit rotor auxiliaire R2 est non seulement réduite, mais de plus annulée à l'équilibre, à vitesse élevée.

En effet, lors du vol d'avancement, comme l'efficacité du volet de dérive D croît avec la vitesse de l'hélicoptère He, le pilote relâche progressivement le palonnier 3 jusqu'à la valeur représentative de la commande de consigne.

En revanche, en vol stationnaire où l'efficacité du volet de dérive D est pratiquement nulle, le braquage dudit volet de dérive D est entièrement transparent pour le pilote.

Ledit dispositif 1A, grâce auquel le volet de dérive D soulage le rotor R2 au maximum de ses possibilités dans toutes les phases de vol d'avancement stabilisées, entraîne en outre, notamment les avantages suivants - une autorité de commande en lacet conservée ou accrue en
tout point du domaine de vol - une bonne restitution des marges de commande, puisque la
position du palonnier 3 est bien représentative de la
marge de commande disponible au niveau du rotor auxiliaire
anticouple R2 ; et - une commande en lacet susceptible d'être réalisée par le
volet de dérive D, lors d'une panne du rotor R2. Le
dispositif 1A permet en effet, lors d'une telle panne, et
tant que l'hélicoptère He garde une vitesse suffisante, un
retour vers une zone favorable et un atterrissage roulé
(glissé) dans de bonnes conditions.

Toutefois, il apparaît un problème de stabilité statique latérale de l'hélicoptère He, lorsque l'on utilise ledit dispositif 1A.

Pour remédier à ce problème, on modifie selon l'invention l'ordre de consigne en fonction du facteur de charge latéral de l'hélicoptère He. Pour ce faire, ledit dispositif 1A comporte des moyens 17 reliés auxdits moyens 13 pour calculer, de préférence en continu, ledit ordre de consigne et le transmettre auxdits moyens 13.

En ce qui concerne le mode de réalisation du dispositif de commande 1A de la figure 2, on sait que le pas du rotor R2 qui correspond à la course d'une servocommande non représentée est représentatif de la position de la timonerie 2 de la chaîne de commande en lacet. Cette position est mesurée par le potentiomètre 11 actionné par la timonerie 2. L'écart relatif entre la tension délivrée par ce potentiomètre 11 et une tension de référence correspondant audit ordre de consigne est détecté par les moyens 13 qui sont réalisés sous forme d'un boîtier de commande et qui transforment cet écart en un ordre de commande en vitesse. Cet ordre de commande en vitesse est fourni à un boîtier d'alimentation 18 de l'actionneur électrique linéaire 15 du volet de dérive
D.

Sur la figure 3, on a représenté l'ordre de commande L en vitesse de l'actionneur 15 du volet de dérive D, en fonction de la position P du palonnier 3 (c'est-à-dire de la position de la timonerie 2 de la chaîne de commande en lacet).

Sur cette figure 3, on a représenté trois positions caractéristiques LO, L1 et L2 dudit actionneur 15, qui correspondent respectivement à la position de rentrée de la tige de l'actionneur 15, à la position d'arrêt de ladite tige et à la position de sortie de cette dernière.

Comme on peut le voir sur cette figure 3, il apparaît une plage de commande morte PL1 centrée autour d'une position de consigne PO de la timonerie 2, sur laquelle l'actionneur 15 est inactif.

Ce dernier est en revanche actionné en vitesse pendant des plages d'actionnement PL2 et PL3 de même largeur, situées de part et d'autre de ladite plage morte PL1. Aux extrémités desdites plages PL2 et PL3, l'actionneur 15 se trouve respectivement dans les positions LO et L2. En variante, les plages d'actionnement PL2 et PL3 peuvent être de largeurs différentes.

Afin de pouvoir adapter le dispositif de commande 1A aux conditions de vol, le pilote est en mesure, selon l'invention, de régler les caractéristiques essentielles précitées.

Pour ce faire, il dispose d'un pupitre de réglage et de signalisation 20 représenté sur la figure 4 et installé dans la cabine de pilotage. Ce pupitre 20 est essentiellement prévu pour aider à la mise au point du dispositif de commande conforme à l'invention.

Ledit pupitre 20 comprend notamment - des moyens 21 pour régler la largeur des plages d'action
nement PL2 et PL3 - des moyens 22 pour régler la vitesse maximale de l'action
neur 15 - des moyens 23 pour régler la position de consigne PO - des moyens 24 pour régler la largeur de la plage morte
PL1 ; et - un sélecteur 25 à trois positions a, b et c.

Ledit sélecteur 25 permet au pilote de sélectionner l'une desdites trois positions, à savoir - la position a, pour laquelle le dispositif 1A est rendu
inactif - la position b, pour laquelle, le dispositif 1A étant
également rendu inactif, le pilote peut commander manuel
lement le volet de dérive D au moyen d'un sélecteur 26,
pour l'amener dans l'une des trois positions précitées LO,
L1 et L2 ; et - la position c, pour laquelle le dispositif 1A conforme à
l'invention est activé.

En outre, pour permettre au pilote de connaître à tout instant la situation de la commande, ledit pupitre 20 comporte de plus - des moyens 27 pour signaler la valeur effective de l'angle
de braquage du volet de dérive D ; et - des voyants lumineux 28 et 29 qui s'allument lorsque ledit
volet de dérive D atteint respectivement ses positions
extrêmes LO et L2.

Par ailleurs, le second mode de réalisation 1B du dispositif conforme à l'invention et représenté sur les figures 5 et 6 est appliqué à un hélicoptère He comportant une unité de calcul 31, par exemple d'un système de commande de vol électrique, qui détermine l'ordre de commande en lacet de l'hélicoptère He, à partir d'informations reçues par l'intermédiaire de liaisons 32 et 33 et représentatives de l'actionnement respectivement du palonnier 3 et d'un manche collectif 34 de l'hélicoptère He, et qui transmet cet ordre de commande en lacet par l'intermédiaire d'une liaison 35 à un organe d'actionnement non représenté du rotor auxiliaire anticouple R2.

Selon l'invention, ledit dispositif de commande 1B comporte - une unité de calcul 36 qui détermine un ordre de commande
en vitesse du volet de dérive D, à partir de l'écart entre
l'ordre de commande en lacet reçu par une liaison 37
reliée à ladite liaison 35 et l'ordre de consigne précisé
ci-dessous ; et - des moyens 38 reliés à l'unité de calcul 36 par une
liaison 39, pour actionner ledit volet de dérive D, en
fonction de l'ordre de commande reçu, le volet de dérive D
étant commandé en vitesse tant que ledit écart n'est pas
nul.

Bien entendu, l'unité de calcul 36 représentée de façon indépendante sur la figure 5 peut également être intégrée dans l'unité de calcul 31.

Ladite unité de calcul 36 comporte selon l'invention, tel que représenté sur la figure 6 - un moyen de calcul 40 pour déterminer un ordre de consi
gne, par exemple à partir de valeurs caractéristiques de
l'hélicoptère He, telles que sa vitesse, son altitude ou
son facteur de charge latéral. Ledit ordre de consigne
est, par définition, représentatif d'une commande de
consigne du rotor R2 - un soustracteur 41 qui soustrait ledit ordre de consigne
de l'ordre de commande en lacet reçu par la liaison 37 et
détermine donc l'écart précité - un moyen de calcul 42 pour convertir ledit écart qui
correspond à un ordre de commande du rotor R2, en un ordre
équivalent de commande en position du volet de dérive D.

Cette conversion est réalisée en multipliant ledit écart
par un gain de conversion en efficacité en moment de
lacet, de type connu - un intégrateur 43 qui calcule, à partir de cet ordre de
commande en position, un ordre de commande correspondant
en vitesse du volet de dérive D - un filtre passe-bas 44 qui filtre l'ordre de commande en
vitesse ainsi calculé, puisque ledit volet de dérive D ne
réalise qu'une fonction statique ; et - un moyen de calcul 45 qui limite ledit ordre à la valeur
susceptible d'être exécutée par ledit volet de dérive D et
transmise à ce dernier.

Le dispositif 1B assure donc à l'équilibre la répartition de commande recherchée entre le volet de dérive D et le rotor
R2, en amenant ce dernier à la commande de consigne.

Ledit dispositif 1B présente, de plus, les avantages suivants - il est transparent pour la commande en amont, c'est-à-dire
que l'action du volet de dérive D ne modifie pas les
sensations en amont de la chaîne de commande. L'efficacité
globale reste identique au cas où le volet de dérive D
n'est pas actif. Par conséquent, ledit dispositif 1B ne
nécessite pas de modifications ou réglages des lois de
pilotage situées en amont ; et en outre - l'action du volet de dérive D n'engendre pas de perturba
tion dans la chaîne de commande.

Par ailleurs, comme il n'est pas intégré dans la chaîne de commande en lacet mais y est ajouté, sans avoir à modifier ladite chaîne, le dispositif de commande conforme à 1' inven- tion peut être appliqué à tout type d'hélicoptère, en utilisant à cet effet le mode de réalisation 1A pour un hélicoptère muni d'une chaîne de commande en lacet de type mécanique (ou même électrique) et le mode de réalisation 1B pour un hélicoptère muni d'une chaîne de commande électrique.

Claims

et engendrant une portance transversale anticouple, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de commande (1A, 1B) pour commander en vitesse ladite surface aérodynamique (D), en fonction de l'écart entre un ordre de commande en lacet de l'hélicoptère (He) et un ordre de consigne représentatif d'une commande de consigne dudit rotor auxiliaire (R2), et ceci tant que ledit écart n'est pas nul.

exerçant une poussée latérale anticouple ; et - ladite surface aérodynamique de direction (D), commandable

REVENDICATIONS 1. Dispositif de commande d'une surface aérodynamique de direction (D) d'un hélicoptère (He), ledit hélicoptère (He) comportant un système anticouple mixte qui est destiné à contrecarrer le couple induit par un rotor principal (R1) d'avance et de sustentation de l'hélicoptère (He) et qui comprend - un rotor auxiliaire anticouple (R2), commandable et
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite commande de consigne est la commande pour laquelle ledit rotor auxiliaire (R2) exerce une poussée latérale nulle.
3. Dispositif selon l'une des revendications 1 ou 2, ledit hélicoptère (He) comportant au moins un palonnier (3) pour commander l'hélicoptère (He) en lacet, caractérisé en ce que ledit ordre de commande en lacet est représentatif de l'action exercée par un pilote de l'hélicoptère (He) sur ledit palonnier (3).
4. Dispositif selon l'une des revendications 1 ou 2, ledit hélicoptère (He) comportant au moins un palonnier (3) et un manche collectif (34), caractérisé en ce que ledit ordre de commande en lacet est déterminé par une unité de calcul (31), à partir des actions exercées respectivement sur ledit manche collectif (34) et sur ledit palonnier (3) par un pilote de l'hélicoptère (He).
5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, ledit hélicoptère comportant au moins un palonnier (3) pour commander en lacet l'hélicoptère (He) et une timonerie (2) reliée audit palonnier (3) et à un organe d'actionnement dudit rotor auxiliaire (R2), caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (1A) comprennent - des premiers moyens (10) pour mesurer la valeur du dépla

cement de ladite timonerie (2), qui est représentative

dudit ordre de commande en lacet - des deuxièmes moyens (13) pour déterminer, à partir de la

valeur ainsi mesurée du déplacement de la timonerie (2),

un ordre de commande de la surface aérodynamique (D) ; et - des troisièmes moyens (14) pour actionner en vitesse

ladite surface aérodynamique (D), en fonction de l'ordre

de commande ainsi détermine.
6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que lesdits premiers moyens (10) comportent un potentiomètre (11) susceptible de mesurer le déplacement de la timonerie (2).
7. Dispositif selon l'une des revendications 5 ou 6, caractérisé en ce que lesdits troisièmes moyens (14) comportent un actionneur électrique (15).
8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (17) pour déterminer ledit ordre de consigne, en fonction du facteur de charge latéral de l'hélicoptère (He).
9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (25) pour rendre inactifs lesdits moyens de commande (1A).
10. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (26) permettant à un pilote de l'hélicoptère (He) de sélectionner et de commander au choix l'une des trois positions de braquage suivantes de ladite surface aérodynamique (D) : les deux positions extrêmes (LO, L2) et la position centrale (L1).
11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 10, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (23) pour régler une position de consigne de ladite timonerie (2), à partir de laquelle est déterminé ledit ordre de consigne.
12. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 11, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (24) pour régler la largeur d'une plage de commande morte (PL1), pour laquelle aucun ordre de commande n'est transmis auxdits troisièmes moyens (14) pour actionner la surface aérodynamique (D).
13. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 12, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (21) pour régler la largeur d'une plage d'actionnement (PL2, PL3), pour laquelle ladite surface aérodynamique (D) est actionnée.
14. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 13, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (22) pour régler la vitesse d'actionnement desdits troisièmes moyens (14).
15. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (27) pour indiquer à un pilote de l'hélicoptère (He) la valeur effective de l'angle de braquage de ladite surface aérodynamique (D).
16. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (28, 29) pour avertir un pilote de l'hélicoptère (He) lorsque la surface aérodynamique (D) se trouve dans l'une de ses deux positions de braquage extrêmes (L0, L2).
17. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (1B) comportent - une unité de calcul (36), pour déterminer un ordre de

commande de la surface aérodynamique (D), à partir de

l'écart entre l'ordre de commande en lacet et l'ordre de

consigne ; et - des moyens (38) pour actionner en vitesse ladite surface

aérodynamique (D), en fonction de l'ordre de commande

ainsi déterminé.
18. Dispositif selon la revendication 17, caractérisé en ce que la conversion dudit écart qui correspond à un ordre de commande du rotor auxiliaire (R2), en une valeur qui correspond à un ordre de commande de la surface aérodynamique (D), est réalisée à l'aide d'un gain de conversion en efficacité en moment de lacet.
19. Dispositif selon l'une des revendications 17 ou 18, caractérisé en ce que ladite unité de calcul (36) détermine ledit ordre de commande de la surface aérodynamique (D) en réalisant successivement au moins une conversion, une intégration et un filtrage passe-bas de l'écart entre ledit ordre de commande en lacet et ledit ordre de consigne.
20. Hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comporte le dispositif (1A, 1B) spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 19.