FR2802656A1 - Systeme de commande de vol pour aeronef a voilure tournante, notamment pour helicoptere - Google Patents
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Abstract
- Système de commande de vol pour aéronef à voilure tournante, notamment pour hélicoptère. - Le système de commande de vol comporte au moins un organe de commande de vol (LCo, MCy, Pal), des premiers ordres étant représentatifs de la position dudit organe de commande de vol (LCo, MCy, Pal), un système d'aide à la conduite du vol (CDVE) engendrant des valeurs d'aide représentant des seconds ordres, des premiers moyens (CDVE) pour déterminer les ordres de commande à partir de la somme des premiers et seconds ordres, et un système de limitation (SL) qui limite les valeurs d'aide à de premières valeurs limitées. Ce système de limitation (SL) comporte de plus des moyens pour calculer la différence entre lesdites valeurs d'aide et lesdites premières valeurs limitées, et des moyens pour calculer la somme des premières valeurs limitées et de ladite différence et pour la transmettre comme seconds ordres.
Description
La présente invention concerne un système de commande de vol
pour aéronef à voilure tournante, notamment pour un hélicoptère.
On sait que, sur un hélicoptère dépourvu de tout système d'aide à la conduite du vol, comme par exemple un dispositif de conduite de vol électrique (CDVE) ou un pilote automatique, il existe une correspondance
entre, d'une part, la position des organes de commande de vol, par exem-
ple le levier de pas collectif, le manche de pas cyclique ou le palonnier, susceptibles d'être actionnés par un pilote de l'aéronef, et, d'autre part, la commande d'axe appliquée au(x) rotor(s) de l'hélicoptère, en réponse à un actionnement d'au moins l'un desdits organes de commande de vol. Cette
correspondance permet au pilote d'estimer notamment la part de com-
mande restante sur chaque axe. Cette estimation est généralement utilisée
par le pilote pour évaluer sa marge de manoeuvre.
Au contraire, lorsque l'hélicoptère est muni d'un système d'aide à la conduite du vol du type précité, qui engendre une action au niveau de la stabilité de l'hélicoptère, de découplages ou de la tenue de paramètres de vol, comme les assiettes ou le cap, la correspondance précitée n'est plus
réalisée, comme précisé ci-dessous.
Ainsi, par exemple dans le cas d'un hélicoptère pourvu d'un pilote
automatique, un vérin est généralement monté dans la timonerie de com-
mande et reçoit des ordres dudit pilote automatique, qui s'ajoutent aux ordres représentatifs de la position des organes de commande de vol. Par conséquent, la position desdits organes de commande de vol n'est plus en
correspondance directe avec la commande d'axe appliquée au(x) rotor(s).
Cette dernière résulte en effet dans ce cas de la somme des ordres repré-
sentatifs de la position des organes de commande de vol et des ordres
engendrés par ledit pilote automatique.
On trouve une situation similaire sur un aéronef muni d'un disposi-
tif de conduite de vol électrique (CDVE). Dans ce cas, un calculateur rem-
place la timonerie et le vérin précités et élabore un ordre global de com-
mande d'axe, incluant les ordres des pilotes et des ordres d'aide au pilo-
tage. L'évolution actuelle des systèmes de commande de vol tend à une amplification du problème précité, puisque, notamment pour des raisons de sécurité et de qualité du vol, les systèmes d'aide à la conduite du vol, tels que ceux précités, présentent une influence et un intérêt croissants, nécessitant par suite une autorité croissante. Il s'agit, en effet, de pouvoir gérer des autorités plus importantes que celles utilisées actuellement sur
des appareils classiques.
Aussi, pour permettre une restitution au pilote de l'aéronef de la marge de commande restante sur chacun des organes de commande de vol, on connaît par le document FR-2 756 252 un système de commande de vol pour aéronef à voilure tournante, notamment pour un hélicoptère, muni d'un système d'aide à la conduite du vol, qui permet de réaliser, de façon simple et précise, au moins partiellement une restitution au pilote desdites marges de commande restantes sur les différents organes de commande de vol, tout en prenant en compte l'aide au pilotage apportée par ledit système d'aide à la conduite du vol. Pour ce faire, ce système de commande de vol connu comporte - au moins un organe de commande de vol, susceptible d'être déplacé par un pilote dudit aéronef entre des positions extrêmes, des premiers ordres étant représentatifs de la position dudit organe de commande de vol; - un système d'aide à la conduite du vol engendrant des valeurs d'aide représentant des seconds ordres; - des premiers moyens pour déterminer des ordres de commande pour au moins un rotor de l'aéronef, à partir de la somme desdits premiers et seconds ordres; et - un système de limitation associé audit système d'aide à la conduite du vol et comportant un limiteur qui est destiné à limiter lesdites valeurs d'aide, en fonction de la position dudit organe de commande de vol, à
des valeurs limitées (transmises auxdits premiers moyens comme se-
conds ordres) de sorte que, notamment lorsque ledit organe de com-
mande de vol est amené à proximité de l'une desdites positions extrê-
mes, lesdites valeurs limitées sont nulles et donc lesdits ordres de
commande correspondent approximativement auxdits premiers ordres.
Ainsi, grâce à ce système de commande de vol connu:
- le pilote peut connaître la marge de commande restante pour les posi-
tions de l'organe de commande de vol, pour lesquelles cette information
est importante, à savoir essentiellement pour les positions proches des-
dites positions extrêmes; et
- I'aide au pilotage (c'est-à-dire l'aide apportée sous forme desdits se-
conds ordres) est prise en compte le plus possible, c'est-à-dire notam-
ment lorsque la marge de commande restante est suffisante pour ne
pas devoir être restituée précisément au pilote.
Toutefois, pour un tel système de commande de vol comprenant un système de limitation d'autorité, il apparaît un problème à I'atteinte des
bornes de la limitation d'autorité mise en oeuvre, puisque l'on passe brus-
quement, auxdites bornes, d'une loi de commande intégrant des aides au
pilotage (seconds ordres non limités) à une loi de commande "pseudo-
directe" sans aucune stabilisation (avec des seconds ordres limités de sorte que les ordres de commande correspondent alors exclusivement
auxdits premiers ordres augmentés de la valeur de ladite limite des se-
conds ordres, qui est fonction de la position de l'organe de commande) et possédant une sensibilité différente, et inversement. La transition auxdites
bornes de la limitation d'autorité est donc bien trop brusque, ce qui en-
traîne notamment des problèmes de confort et de précision du pilotage.
La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé-
nients. Elle concerne un système de commande de vol comprenant un sys-
tème de limitation qui permet d'engendrer une transition amortie aux bor-
nes de la limitation d'autorité engendrée par ledit système de limitation.
A cet effet, selon l'invention, ledit système de commande de vol du type comportant notamment: - au moins un organe de commande de vol, susceptible d'être déplacé par un pilote dudit aéronef, des premiers ordres étant représentatifs de la position dudit organe de commande de vol; - un système d'aide à la conduite du vol engendrant des valeurs d'aide représentant des seconds ordres; - un système de limitation associé audit système d'aide à la conduite du vol et comportant un limiteur qui est destiné à limiter lesdites valeurs d'aide, en fonction de la position dudit organe de commande de vol, à de premières valeurs limitées; et - des premiers moyens pour déterminer lesdits ordres de commande à partir de la somme desdits premiers et seconds ordres, est remarquable en ce que ledit système de limitation comporte de plus - des deuxièmes moyens pour déterminer des valeurs d'amortissement représentatives de la différence entre lesdites valeurs d'aide et lesdites premières valeurs limitées; et des troisièmes moyens pour calculer des secondes valeurs limitées
correspondant à la somme desdites premières valeurs limitées et desdi-
tes valeurs d'amortissement, et pour transmettre les secondes valeurs limitées ainsi calculées comme seconds ordres auxdits premiers moyens. Ainsi, concernant l'aide apportée par ledit système d'aide à la
conduite du vol et limitée par ledit limiteur, grâce à l'invention, on super-
pose à la commande d'aide limitée (premières valeurs limitées) un complément obtenu à partir de la différence entre la commande d'aide globale
(valeurs d'aide) et ladite commande d'aide limitée (premières valeurs limi-
tées), ce qui permet d'amortir la transition des ordres de commande au niveau des bornes de la limitation d'autorité engendrée par ledit système
de limitation.
Cet amortissement est réalisé en fonction de l'amplitude et, comme on le verra ci-dessous, de la dynamique de l'aide (valeurs d'aide) déterminée par le système d'aide à la conduite du vol. Par conséquent, la présente invention permet de répondre à moyen terme (au dynamisme dudit complément de commande près) au problème de restitution des parts de commande d'axe restantes, tout en améliorant
la continuité et l'importance de l'aide, au niveau des bornes de la limita-
tion d'autorité.
De façon avantageuse, lesdits deuxièmes moyens comportent - un moyen de calcul qui calcule la différence entre lesdites valeurs d'aide et lesdites premières valeurs limitées; et
- un moyen de filtrage qui filtre cette différence pour en enlever les si-
gnaux de basse fréquence de manière à obtenir lesdites valeurs d'amor-
tissement, ce qui permet de prendre en compte la part dynamique du
complément de commande.
On notera que la constante de temps dudit moyen de filtrage dé-
termine l'importance de l'amortissement de la limitation d'autorité.
De préférence, ledit limiteur est formé de manière à limiter les va-
leurs d'aide, par des fonctions de limitation continues, engendrant une limitation minimale lorsque ledit organe de commande de vol est amené à proximité de sa position centrale, et une limitation maximale, lorsque ledit
organe de commande de vol est amené à proximité de l'une de ses posi-
tions extrêmes.
De plus, afin d'optimiser l'efficacité de la présente invention, de façon avantageuse, au moins certaines desdites fonctions de limitation
peuvent présenter des valeurs variables, dépendant de la valeur de para-
mètres, comme par exemple la vitesse angulaire de l'aéronef, susceptibles
d'être mesurés sur ce dernier.
Par ailleurs:
- dans le cas o l'aéronef est muni d'un pilote automatique, de préfé-
rence ledit système d'aide à la conduite du vol correspond audit pilote automatique de l'aéronef; et - dans le cas o l'aéronef est muni d'un dispositif de conduite de vol, électrique ou optique, de préférence ledit système d'aide à la conduite du vol et ledit système de limitation sont intégrés dans ledit dispositif de conduite de vol. 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 est le schéma synoptique d'un système de commande
de vol conforme à l'invention, monté sur un hélicoptère muni d'un disposi-
tif de conduite de vol électrique.
La figure 2 illustre schématiquement un système de limitation conforme à l'invention et relatif à un seul axe de commande d'un système de commande de vol.
Ledit système de commande de vol conforme à l'invention et re-
présenté schématiquement sur la figure 1 est monté à bord d'un aéronef à voilure tournante, en l'occurrence un hélicoptère He à piloter, bien que,
pour des raisons de clarté du dessin, I'hélicoptère He soit représenté à pe-
tite échelle, extérieurement audit système de commande de vol, sur cette figure 1. Dans l'exemple représenté, I'hélicoptère He comporte un rotor principal RP destiné à assurer la sustentation et l'avance, ainsi qu'un rotor de queue RQ, destiné à assurer l'équilibre et la commande en lacet de
l'hélicoptère He.
Cet exemple de réalisation du système de commande de vol pour
hélicoptère, montré schématiquement sur la figure 1, comporte un disposi-
tif de conduite de vol électrique CDVE recevant une pluralité d'informa-
tions et émettant des ordres de commande. A cet effet, dans l'exemple représenté, audit dispositif CDVE sont associés de façon connue:
- un levier de pas collectif LCo, associé à un transducteur TCo transfor-
mant les déplacements dudit levier en un signal électrique, adressé au dispositif CDVE par une liaison el;
- un manche de pas cyclique MCy, associé à un transducteur TCy trans-
formant les déplacements dudit manche en un signal électrique, adressé au dispositif CDVE par une liaison e2; - un palonnier Pal, associé à un capteur de position TPal transformant les
déplacements dudit palonnier en un signal électrique, adressé au dispo-
sitif CDVE par une liaison e3; - une pluralité de n capteurs C1 à Cn, montés à bord de l'hélicoptère et délivrant sous forme de signaux électriques une pluralité d'informations
sur l'état dudit hélicoptère He, telles que vitesse air, vitesses angulai-
res, accélérations angulaires, assiettes, facteurs de charge, etc..., les-
dites informations étant adressées au dispositif CDVE par des liaisons E1 à En; et
- un mélangeur d'ordres MO recevant, par des liaisons S1 à S4, les or-
dres de commande élaborés par le dispositif CDVE à partir des signaux adressés par les liaisons el à e3 et E1 à En, tel que précisé ci-dessous, et adressant des ordres de commande, par des liaisons sl à s3, aux
servocommandes du rotor principal RP et, par la liaison s4, à la servo-
commande du rotor de queue RQ. Bien que représenté de façon indé-
pendante sur la figure 1, pour des raisons de simplification du dessin, ledit mélangeur d'ordres MO est généralement intégré dans ledit dispo-
sitif de conduite de vol électrique CDVE.
De façon connue, ledit dispositif de conduite de vol électrique CDVE détermine, à l'aide d'un algorithme intégré et illustré par un moyen de calcul CAL, les ordres de commande desdits rotors RP et RQ, en tenant compte à la fois: - d'informations représentatives des positions respectives des organes de commande de vol précités, à savoir le levier de pas collectif LCo, le
manche de pas cyclique MCy et le palonnier Pal, susceptibles d'être ac-
tionnés par un pilote de l'hélicoptère He; et
- d'informations délivrées par les capteurs C1 à Cn, relatives à l'état du-
dit hélicoptère He.
Ainsi formé, le dispositif CDVE constitue un système d'aide à la conduite du vol puisque, dans le calcul des ordres de commande, il tient compte, non seulement des ordres de pilotage engendrés par les pilotes,
mais également de l'état effectif de l'hélicoptère et il détermine en consé-
quence des ordres de commande optimisés qui diffèrent des ordres don-
nés par les pilotes par l'intermédiaire des organes de commande de vol, et ceci notamment dans un but de stabilisation de l'hélicoptère He, ainsi que
pour optimiser la tenue de paramètres, comme le cap par exemple (ou en-
core les assiettes, les vitesses,....).
De plus, pour permettre au pilote d'estimer la marge de commande restante, sur chaque organe de commande de vol, le dispositif CDVE comporte un système de limitation SL intégré et associé audit moyen de
calcul CAL, comme illustré par une liaison 1.
Ledit système de limitation SL comporte un limiteur 3, qui est des-
tiné à limiter l'importance des informations calculées à partir des capteurs
C1 à Cn et relatives à l'état de l'hélicoptère He, dans les ordres de com-
mande appliqués aux rotors RP et RQ, en fonction de la position des orga-
nes de commande de vol LCo, MCy et/ou Pal. Plus particulièrement, bien que non exclusivement - dans les zones de commande ou de déplacement desdits organes de commande de vol LCo, MCy et Pal, pour lesquelles la connaissance des
marges de commande d'axe restantes est importante, voire indispensa-
ble, au pilotage (c'est-à-dire essentiellement aux positions extrêmes
desdits organes de commande de vol), ledit limiteur 3 réalise une limita-
tion maximale des ordres relatifs aux informations concernant l'état de
l'hélicoptère He de manière à obtenir une correspondance entre les posi-
tions desdits organes de commande de vol LCo, MCy, Pal et les com-
mandes d'axe respectives appliquées aux rotors RP, RQ; au contraire - dans les autres zones de commande, et notamment dans les zones de commande o une aide au pilotage est nécessaire (en particulier pour les positions centrales des organes de commande de vol), ledit limiteur 3 réalise une limitation minimale de sorte que le système de commande
de vol tient compte le plus possible de l'aide au pilotage prévue.
Ainsi, on réalise, chaque fois que nécessaire, une restitution pré-
cise et efficace des marges de commande restantes, tout en prenant en compte au maximum l'aide au pilotage apportée par ledit système d'aide à
la conduite du vol CDVE.
De façon simplifiée et résumée, ledit système de commande de vol détermine les ordres de commande, pour chacun des axes de commande des rotors RP et RQ de l'hélicoptère He, à savoir respectivement pour le pilotage en pas collectif, roulis, lacet et tangage, à partir - de premiers ordres représentatifs de la position desdits organes de commande de vol. A cet effet, on a uniquement représenté sur la figure
2, de façon simplifiée et schématique, la partie du système de com-
mande de vol appliquée au pilotage en roulis et donc uniquement le manche de pas cyclique MCy susceptible d'être déplacé latéralement
pour la commande du roulis. Bien entendu, les caractéristiques de l'in-
vention précisées ci-dessous pour le pilotage en roulis sont également valables pour le pilotage en pas collectif, lacet et tangage; et - de seconds ordres relatifs à des valeurs d'aide qui sont limitées par le
limiteur 3 à de premières valeurs limitées.
Lesdits premiers et seconds ordres sont transmis, respectivement par l'intermédiaire de liaisons e2 et e2A, à un moyen de sommation 2 qui fait la somme desdits ordres et adresse le résultat par une liaison si aux servocommandes du rotor principal RP, par l'intermédiaire du mélangeur
d'ordres, commandant le roulis de l'hélicoptère He.
Selon l'invention, ledit système de limitation SL qui comporte, comme représenté sur la figure 2, le limiteur 3 qui limite, de la manière
décrite ci-dessous, les valeurs d'aide (reçues par l'intermédiaire d'une liai-
son 4 du système d'aide à la conduite du vol et destinées notamment à stabiliser l'aéronef) comporte de plus, pour amortir la transition aux bornes de la limitation qu'il engendre:
- des moyens 5, 6 pour déterminer des valeurs d'amortissement repré-
sentatives de la différence entre lesdites valeurs d'aide reçues par la liaison 4 dédoublée du système d'aide à la conduite du vol et lesdites premières valeurs limitées reçues par une liaison 7 du limiteur 3; et
- des moyens 8, en l'occurrence un sommateur, pour calculer des se-
condes valeurs limitées correspondant à la somme desdites premières valeurs limitées reçues par la liaison 7 dédoublée et desdites valeurs
d'amortissement reçues par une liaison 9, et pour transmettre les se-
condes valeurs limitées ainsi calculées, comme seconds ordres, au
sommateur 2 par la liaison e2A.
Ainsi, grace à l'invention, ledit sommateur 8 superpose à la com-
mande d'aide limitée (premières valeurs limitées) un complément obtenu à partir de la différence entre la commande d'aide globale (valeurs d'aide) et ladite commande d'aide limitée (premières valeurs limitées), ce qui permet d'amortir la transition des ordres de commande au niveau des bornes de la
limitation d'autorité engendrée par ledit limiteur 3.
Cet amortissement est réalisé en fonction de l'amplitude et, comme on le verra ci-dessous, de la dynamique de l'aide (valeurs d'aide) déterminée par le système d'aide à la conduite du vol. Par conséquent, la présente invention permet de répondre à moyen terme (au dynamisme dudit complément de commande près) au problème de restitution des parts de commande d'axe restantes, tout en améliorant
la continuité et l'importance de l'aide, au niveau des bornes de la limita-
tion d'autorité.
Comme on peut le voir sur la figure 2, lesdits moyens 5, 6 pour déterminer les valeurs d'amortissement comportent: - un moyen de calcul 5 pour calculer la différence entre lesdites valeurs d'aide et lesdites premières valeurs limitées; et - un moyen de filtrage 6 qui est relié par une liaison 10 audit moyen de calcul 5 et qui filtre cette différence, pour en enlever les signaux de basse fréquence de manière à obtenir lesdites valeurs d'amortissement
transmises par la liaison 9 au sommateur 8.
Ce filtrage permet de prendre en compte la part dynamique du
complément de commande.
La constante de temps dudit moyen de filtrage 6 détermine l'im-
portance de l'amortissement de la limitation d'autorité. Cette constante de temps peut, de plus, varier dynamiquement, par exemple en fonction de la différence transmise par la liaison 10, pour optimiser un compromis entre la restitution des parts de commande d'axe restantes et l'importance de
l'aide au niveau des bornes de la limitation d'autorité.
Bien entendu, I'amortissement est d'autant plus important que la constante de temps est élevée. Aussi, concernant la variation dynamique: - si la différence transmise par la liaison 10 est importante <dépassement substantiel des valeurs d'aide par rapport à leurs limitations), le pilote n'est plus aidé dans l'estimation des marges de commande. Il faut donc diminuer (amortir) rapidement cette différence pour ne pas être trop éloigné des limitations; - en revanche, si cette différence est suffisamment faible, c'est-à-dire si on se trouve suffisamment loin des butées, on peut la laisser passer sans la filtrer trop rapidement pour obtenir de meilleures qualités de vol de l'aéronef He, ce qui explique le compromis précité entre: - d'une part, la restitution des parts de commande d'axe restantes, là o on a intérêt à avoir une différence nulle; et
- d'autre part, I'importance de l'aide, là o on a intérêt à avoir une diffé-
rence qui passe complètement sur la commande.
On notera que, dans le cas o l'aéronef He est muni d'un dispositif de conduite de vol électrique CDVE, comme représenté sur la figure 1, de préférence (bien que non exclusivement), ledit système d'aide à la conduite du vol et ledit système de limitation SL sont intégrés dans ledit
dispositif de conduite de vol CDVE.
Toutefois, la présente invention peut également être appliquée, dans un exemple non représenté, à un aéronef qui est muni d'un pilote automatique. Dans ce cas, de préférence, ledit système d'aide à la conduite du vol correspond audit pilote automatique de l'aéronef. De plus - dans un premier mode de réalisation non représenté, lesdits premiers ordres sont engendrés par un transducteur associé audit organe de commande de vol et transformant le déplacement dudit organe de commande de vol en un signal électrique; et - dans un second mode de réalisation non représenté, lesdits premiers ordres sont engendrés par l'intermédiaire d'une timonerie et d'un vérin associés audit organe de commande de vol.
Par conséquent, même dans le cas d'un pilote automatique, le sys-
tème de commande de vol associé présente les caractéristiques générales
précitées et conformes à l'invention.
Dans un mode de réalisation particulier, ledit limiteur 3 est formé de manière à limiter les valeurs d'aide, par des fonctions de limitation
continues, engendrant une limitation minimale lorsque l'organe de com-
mande de vol LCo, MCy ou Pal considéré est amené à proximité de sa po-
sition centrale, et une limitation maximale, lorsque ledit organe de com-
mande de vol LCo, MCy ou Pal est amené à proximité de l'une de ses po-
sitions extrêmes, comme illustré très schématiquement en 1 1 sur la figure 2. De plus, afin d'optimiser l'efficacité de la limitation d'autorité, au moins certaines desdites fonctions de limitation peuvent présenter des valeurs variables, dépendant de la valeur de paramètres, comme par
exemple la vitesse angulaire de l'hélicoptère He, susceptibles d'être mesu-
rés sur ledit hélicoptère He.
Bien entendu, ledit limiteur 3 peut également mettre en oeuvre des
fonctions de limitation totalement asymétriques et variables plus généra-
lement, notamment en fonction de la configuration de vol de l'hélicoptère He.
Claims (9)
1. Système de commande de vol pour aéronef à voilure tournante,
engendrant des ordres de commande pour au moins un rotor (RP, RQ) du-
dit aéronef (He), ledit système de commande de vol comportant notam-
ment: - au moins un organe de commande de vol (LCo, MCy, Pal), susceptible d'être déplacé par un pilote dudit aéronef (He), des premiers ordres étant représentatifs de la position dudit organe de commande de vol (LCo, MCy, Pal); - un système d'aide à la conduite du vol (CDVE) engendrant des valeurs d'aide représentant des seconds ordres; - un système de limitation (SL) associé audit système d'aide à la conduite du vol (CDVE) et comportant un limiteur (3) qui est destiné à limiter
lesdites valeurs d'aide, en fonction de la position dudit organe de com-
mande de vol (LCo, MCy, Pal), à de premières valeurs limitées; et - des premiers moyens (CDVE, 2) pour déterminer lesdits ordres de commande à partir de la somme desdits premiers et seconds ordres, caractérisé en ce que ledit système de limitation (SL) comporte de plus
- des deuxièmes moyens (5, 6) pour déterminer des valeurs d'amortisse-
ment représentatives de la différence entre lesdites valeurs d'aide et lesdites premières valeurs limitées; et - des troisièmes moyens (8) pour calculer des secondes valeurs limitées
correspondant à la somme desdites premières valeurs limitées et desdi-
tes valeurs d'amortissement, et pour transmettre les secondes valeurs limitées ainsi calculées comme seconds ordres auxdits premiers moyens
(CDVE, 2).
2. Système de commande de vol selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits deuxièmes moyens (5, 6) comportent - un moyen de calcul (5) qui calcule la différence entre lesdites valeurs d'aide et lesdites premières valeurs limitées; et - un moyen de filtrage (6) qui filtre cette différence pour en enlever les signaux de basse fréquence de manière à obtenir lesdites valeurs d'amortissement.
3. Système de commande de vol selon l'une des revendications 1
ou 2, caractérisé en ce que ledit limiteur (3) est formé de manière à limiter les valeurs d'aide, par des fonctions de limitation continues, engendrant une limitation minimale lorsque ledit organe de commande de vol est amené à proximité de sa position centrale, et une limitation maximale, lorsque ledit
organe de commande de vol est amené à proximité de l'une de ses posi-
tions extrêmes.
4. Système de commande de vol selon l'une des revendications 1
à 3,
caractérisé en ce que ledit limiteur (3) est formé de manière à limiter les valeurs d'aide, par des fonctions de limitation, dont au moins certaines présentent des valeurs variables, dépendant de la valeur de paramètres
susceptibles d'être mesurés sur l'aéronef (He).
5. Système de commande de vol pour un aéronef muni d'un pilote
automatique, selon l'une quelconque des revendications 1 à 4,
caractérisé en ce que ledit système d'aide à la conduite du vol correspond
audit pilote automatique de l'aéronef.
6. Système de commande de vol selon la revendication 5,
caractérisé en ce que lesdits premiers ordres sont engendrés par un trans-
ducteur associé audit organe de commande de vol et transformant le dé-
placement dudit organe de commande de vol en un signal électrique.
7. Système de commande de vol selon la revendication 5,
caractérisé en ce que lesdits premiers ordres sont engendrés par l'inter-
médiaire d'une timonerie et d'un vérin associés audit organe de com-
mande de vol.
8. Système de commande de vol pour un aéronef muni d'un dispo-
sitif de conduite de vol (CDVE), selon l'une quelconque des revendications
1 à 4,
caractérisé en ce que ledit système d'aide à la conduite du vol et ledit sys-
tème de limitation (SL) sont intégrés dans ledit dispositif de conduite de
vol (CDVE).
9. Système de commande de vol selon l'une quelconque des re-
vendications précédentes, caractérisé en ce que ledit moyen de filtrage (6) présente une constante
de temps qui est variable dynamiquement.
Priority Applications (2)
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| FR9915875A FR2802656B1 (fr) | 1999-12-16 | 1999-12-16 | Systeme de commande de vol pour aeronef a voilure tournante, notamment pour helicoptere |
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-
2000
- 2000-12-13 US US09/734,641 patent/US6367741B2/en not_active Expired - Lifetime
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| US20010004095A1 (en) | 2001-06-21 |
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