FR2912991A1 - Procede et dispositif de reduction dynamique de charges engendrees sur un avion. - Google Patents

Abstract

Procédé et dispositif de réduction dynamique de charges engendrées sur la voilure d'un avion.Le dispositif (1) comporte des moyens (3) susceptibles de détecter une perturbation telle qu'une rafale discrète ou une turbulence continue, et des moyens (4, A1 à An) pour commander le braquage de surfaces de contrôle (S1 à Sn) de l'avion, lors de la détection d'une telle perturbation.

Description

La présente invention concerne un procédé et un dispositif de réduction

dynamique de charges engendrées sur un avion par une perturbation due au vent. On sait que, dans le cadre d'une certification charge des avions de 5 transport, il faut considérer plusieurs cas de dimensionnement réglemen-taires liés respectivement : à une manoeuvre ; à une rafale discrète ("discrete gust" en anglais) ; et à une turbulence continue ("continuous turbulence" en anglais). 1 o Les deux derniers cas de charges sont parfois plus dimensionnants que les cas de charges liés à une manoeuvre. II serait donc avantageux de pouvoir réduire les niveaux de charge associés à une rafale discrète et à une turbulence continue, ce qui perrnettrait notamment de réaliser un gain sur la masse structurale de la voilure de l'avion. 15 On notera que, par la demande de brevet FR-2 883 983, on connaît un procédé et un dispositif destinés à mesurer la turbulence de l'air dans l'environnement d'un aéronef. Ce dispositif utilise, à cet effet, des lidars qui sont montés sur l'aéronef. La présente invention concerne un procédé de réduction dynami- 20 que des charges engendrées sur un avion, en particulier un avion de transport, par une perturbation due au vent. Dans le cadre de la présente invention, on considère qu'une perturbation due au vent peut être : ù une rafale discrète, c'est-à-dire une modélisation du vent simplifiée vi- sant à représenter une turbulence isolée d'une intensité extrême ; ou 2

ù une turbulence continue, c'est-à-dire une modélisation du vent visant à représenter des perturbations atmosphériques qui durent longtemps et qui peuvent exciter les modes structuraux de l'avion peu amortis ; ou -d'autres types de turbulences.

A cet effet, ledit procédé de réduction dynamique de charges engendrées sur un avion par une telle perturbation due au vent, est remarquable, selon l'invention, en ce que : A/ lors d'un vol de l'avion, on réalise une surveillance permettant de détecter une perturbation due au vent, en mettant en oeuvre, de façon au- tomatique et répétitive, la suite d'étapes suivante : a1) on mesure au moins une valeur d'incidence à l'aide d'au moins une sonde d'incidence qui est agencée au niveau du nez de l'avion ; a2) à l'aide de cette valeur d'incidence mesurée, on détermine un angle d'incidence lié à une perturbation due au vent ; a3) on compare cet angle d'incidence à une première valeur prédéterminée ; et a4) si ledit angle d'incidence est supérieur à cette première valeur pré-déterminée, on détecte une perturbation due au vent ; et B/ lors de la détection d'une perturbation due au vent, on met en oeuvre, de façon automatique, la suite d'étapes suivante : b1) à l'aide dudit angle d'incidence, on détermine des ordres de braquage de surfaces de contrôle de l'avion, qui sont agencées sur les ailes dudit avion, ces ordres de braquage étant tels qu'ils engendrent un braquage desdites surfaces de contrôle selon un angle de braquage particulier, et ceci à une vitesse de braquage maximale ; et b2) on applique les ordres de braquage ainsi déterminés auxdites surfa-ces de contrôle. 3

Ainsi, grâce à l'invention, on est en mesure de détecter, de façon précise et fiable, une perturbation due au vent, telle qu'une rafale discrète ou une turbulence continue par exemple, qui est susceptible d'engendrer une augmentation des charges sur la voilure (les ailes) d'un avion.

De plus, lors de la détection d'une telle perturbation, on commande le braquage de surfaces de contrôle de manière à diminuer ces charges. Le braquage de ces surfaces de contrôle est réalisé à une vitesse maximale, ce qui permet de limiter la flexion des ailes causée par la perturbation et permet de réduire, de façon dynamique, le niveau de charge 1 o existant au niveau de la voilure, comme précisé davantage ci-dessous. Grâce à cette réduction dynamique des charges, on est notamment en mesure d'obtenir un gain sur la masse structurale de la voilure de l'avion, ce qui permet en particulier de réduire le coût de fabrication et de fonctionnement dudit avion. 15 On notera que la présente invention met en oeuvre une fonction passive de réduction des charges induites par une perturbation due au vent, c'est-à-dire pour laquelle le braquage reste constant dès que la perturbation a été détectée une fois. En outre, dans un mode de réalisation particulier, à l'étape a4), on 20 est également en mesure de détecter la fin d'une perturbation due au vent (perturbation qui a été préalablement détectée), et à l'étape b2), on applique lesdits ordres de braquage auxdites surfaces de contrôle en continu jusqu'à une durée prédéterminée, par exemple 5 secondes, après ladite fin (ainsi détectée) de cette perturbation. Ce mode de réalisation particulier 25 permet d'obtenir les avantages suivants : - éviter divers couplages aéroélastiques ; - faire fonctionner le braquage mis en oeuvre conformément à la présente invention également comme une fonction de réduction d'une turbulence passive de type PTA ("Passive Turbulence Alleviation" en anglais). En effet, cette durée prédéterminée, ainsi qu'un seuil d'activation et un gain précisés ci-dessous, sont choisis de sorte qu'en turbulence très sévère les surfaces de contrôle se braquent au maximum et restent braquées pendant toute la phase de vol turbulent ; et éviter de surveiller une information relative au vent pour prévenir des pannes oscillatoires. Comme indiqué précédemment, l'angle d'incidence calculé à l'étape a2 est lié à une perturbation due au vent, c'est-à-dire notamment à une rafale discrète ou à une turbulence continue. On sait qu'une telle perturbation concerne des composantes à hautes fréquences du vent. On cal-cule cet angle d'incidence de manière à ne pas mettre en oeuvre la réduction dynamique conforme à l'invention, en manoeuvre et/ou pour du vent constant non turbulent. II est donc nécessaire de déterminer un angle d'incidence tenant compte de la valeur d'incidence effectivement mesurée 15 sur l'avion, mais pour laquelle on a supprimé les composantes relatives à des effets que l'on ne souhaite pas prendre en compte. Dans un mode de réalisation particulier, à l'étape a2), on détermine ledit angle d'incidence aGLA à l'aide d'une valeur d'incidence al que l'on soumet à un filtrage passe-haut. Ce filtrage passe-haut permet de 20 supprimer la composante continue du vent correspondant à un vent cons-tant (pour lequel on ne souhaite pas mettre en ceuvre le procédé conforme à l'invention), afin de conserver uniquement la partie hautes fréquences du vent qui représente la perturbation que l'on cherche à détecter. A cet effet, ladite valeur d'incidence al est calculée préalablement, de façon 25 avantageuse, à l'aide de l'expression suivante : a1 =aair - agr - acor dans laquelle : - aair est un angle d'incidence qui est déterminé à partir de ladite valeur d'incidence mesurée ; ù agr représente une incidence sol au centre de gravité de l'avion ; et ù acor est un terme correctif. Dans ce cas, avantageusement : à l'étape a1), on mesure, de plus, une accélération de tangage q1 et une vitesse vraie VTAS de l'avion ; et - à l'étape a2), on calcule ledit angle d'incidence aair à l'aide de l'expression suivante aair = ames + (q 1. LAOA) / VTAS dans laquelle ames est ladite valeur d'incidence mesurée ; et LAOA est la distance entre ladite sonde d'incidence (qui mesure la valeur d'incidence (Dmes) et le centre de gravité moyen de l'avion. En outre, de façon avantageuse : à l'étape al), on mesure, de plus, des composantes relatives à l'avion qui sont définies par rapport à des axes géographiques ; et ù à l'étape a2), on calcule l'incidence agr à l'aide de l'expression sui-vante : agr=A.tg(Uz1 /Uxl ) dans laquelle A est un coefficient prédéterminé ; tg est une tangente ; et Uz1 et Ux1 sont les coordonnées de la vitesse sol par rapport à des axes verticaux et longitudinaux de l'avion, qui sont déterminées à partir desdites composantes mesurées.

De plus, de façon avantageuse : à l'étape a1), on mesure des composantes relatives à l'avion qui sont définies par rapport à des axes géographiques ; et à l'étape a2), on calcule le terme correctif acor à l'aide de l'expression suivante : acor= (B.Wzl) / VTAS dans laquelle : • B est un coefficient prédéterminé ; • Wzl est une composante verticale du vent, qui est déterminée à partir desdites composantes mesurées ; et • VTAS est la vitesse vraie de l'avion. Le calcul de ce terme correctif acor permet de supprimer, dans l'angle d'incidence aGLA utilisé, les effets d'une manoeuvre (notamment les effets de projection en cp).

Comme indiqué précédemment, lesdites surfaces de contrôle sont braquées à une vitesse de braquage maximale. Dans un mode de réalisation simplifié, on utilise simplement la vitesse de braquage maximale possible pour les surfaces de contrôle considérées. Toutefois, dans un mode de réalisation préféré, on modifie les limi- 1 5 teurs de vitesse des actionneurs dans les calculateurs de commande de vol de manière à obtenir des vitesses qui sont supérieures aux vitesses maximales autorisées usuellement pour lesdites surfaces de contrôle. Plus précisément, on modifie (de façon usuelle) ces limiteurs de vitesse de manière à obtenir une vitesse de braquage maximale qui est telle que le profil 20 de l'excitation engendrée sur les ailes par le braquage desdites surfaces de contrôle ressemble, à une marge près, au profil du vent qui est à l'origine de ladite perturbation. Ceci permet d'obtenir une réduction particulière-ment efficace des charges engendrées sur la voilure. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit avion 25 comporte une pluralité d'ailerons agencés sur ses ailes, et lesdites surfa-ces de contrôle représentent les différents ailerons de l'avion, qui sont braqués de façon symétrique par rapport à l'axe longitudinal de l'avion, lorsque lesdits ordres de braquage sont émis.

En outre, dans un mode de réalisation particulier, à l'étape b1), on détermine des ordres de braquage qui engendrent, sur chaque surface de contrôle, en particulier sur chaque aileron : û un angle de braquage maximal, par exemple 15 , lorsque ledit angle d'incidence aGLA est supérieur ou égal à une seconde valeur prédéterminée, par exemple 3,5 , qui est supérieure à ladite première valeur prédéterminée, par exemple 1 ; et un angle de braquage particulier, lorsque ledit angle d'incidence aGLA est compris entre lesdites première et seconde valeurs prédéterminées, la valeur dudit angle de braquage particulier étant obtenue à partir d'une relation linéaire entre un angle nul à ladite première valeur prédéterminée et un angle correspondant audit angle de braquage maximal à ladite seconde valeur prédéterminée. La réduction dynamique de charges, mise en oeuvre par la présente invention, est donc activée lorsque! l'angle d'incidence dépasse un seuil donné, correspondant à ladite première valeur prédéterminée. La prise en compte de ce seuil permet d'éviter tout déclenchement de la fonction de réduction pour des turbulences faibles. Ceci permet notamment de ne pas trop fatiguer les actionneurs des surfaces de contrôle. De plus, ce seuil permet de rendre plus robuste le découplage entre le vent et la manoeuvre. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier : û à l'étape A, on détermine, de plus, les valeurs actuelles de la masse, de la vitesse, de l'altitude et de la configuration de l'avion ; et û à l'étape B, on met en oeuvre lesdites sous-étapes b1) et b2), unique- ment si les conditions suivantes sont toutes vérifiées, en tenant compte desdites valeurs actuelles ainsi déterminées : • la masse de l'avion est située dans une plage de masses prédéterminée ; • la vitesse de l'avion est située dans un domaine de vitesses prédéterminé ; • l'altitude de l'avion est inférieur à une altitude maximale prédéterminée ; et • la configuration de l'avion est une configuration lisse. Ainsi, on limite le domaine d'activation de la fonction de réduction conforme à la présente invention aux seules contraintes de charge, afin de ne pas l'activer (et donc de ne pas réduire la capacité de l'avion en manoeuvre) pour des cas qui ne posent pas de problèmes en ce qui concerne les charges. Par ailleurs, de façon avantageuse : ù on calcule un ordre de braquage auxiliaire pour au moins une surface de contrôle auxiliaire, notamment une gouverne de profondeur de l'avion, qui permet de compenser un moment de tangage (à cabrer ou à piquer) engendré par le braquage à l'étape b2) desdites surfaces de contrôle ; et on applique cet ordre de braquage auxiliaire à ladite surface de contrôle auxiliaire. La présente invention concerne également un dispositif de réduc- tion dynamique de charges engendrées sur un avion, en particulier un avion de transport, par une perturbation due au vent, telle qu'une rafale discrète ou une turbulence continue notamment. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte : des premiers moyens pour réaliser une surveillance de l'avion permet-tant de détecter une perturbation due au vent lors d'un vol de l'avion, lesdits premiers moyens comprenant les moyens suivants qui mettent en oeuvre de façon répétitive les opérations correspondantes : 9

• au moins une sonde d'incidence qui est agencée au niveau du nez de l'avion et qui est susceptible de mesurer une valeur d'incidence ; des moyens pour déterminer, à l'aide de la valeur d'incidence mesurée par ladite sonde d'incidence, un angle d'incidence qui est lié à une perturbation due au vent ; des moyens pour comparer cet angle d'incidence à une première va-leur prédéterminée ; et des moyens pour déduire de cette comparaison une détection d'une perturbation due au vent, si ledit angle d'incidence est supérieur à cette première valeur prédéterminée ; et des deuxièmes moyens pour déterminer, lors de la détection par lesdits premiers moyens d'une perturbation due au vent, à l'aide dudit angle d'incidence, des ordres de braquage de surfaces de contrôle de l'avion, qui sont agencées sur les ailes dudit avion, ces ordres de braquage étant tels qu'ils engendrent un braquage desdites surfaces de contrôle selon un angle de braquage particulier, et ceci à une vitesse de braquage maximale ; et des troisièmes moyens pour appliquer lesdits ordres de braquage auxdites surfaces de contrôle.

En outre, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif comporte de plus : des moyens pour calculer un ordre de braquage auxiliaire qui est destiné à au moins une surface de contrôle auxiliaire, notamment une gouverne de profondeur de l'avion, et qui permet de compenser un moment de tangage (à cabrer ou à piquer) engendré par le braquage desdites surfa- ces de contrôle ; et des moyens pour appliquer cet ordre de braquage auxiliaire à ladite sur-face de contrôle auxiliaire. 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 dispositif conforme à l'invention.

La figure 2 est un graphique illustrant un angle de braquage d'une surface de contrôle en fonction d'un angle d'incidence. La figure 3 est le schéma synoptique de moyens de calcul permet-tant de déterminer un angle d'incidence qui est lié à une perturbation due au vent.

Le dispositif 1 conforme à I"invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à réduire, de façon dynamique, des charges engendrées notamment sur les ailes d'un avion (non représenté), par exemple d'un avion de transport, charges qui sont engendrées par une perturbation due au vent. Dans le cadre de la présente invention, on considère qu'une perturbation due au vent peut être notamment : une rafale discrète ("discrete gust" en anglais), c'est-à- dire une modélisation du vent simplifiée visant à représenter une turbulence iso- lée d'une intensité extrême ; ou une turbulence continue ("continuous turbulence" en anglais), c'est-à- dire une modélisation du vent visant à représenter des perturbations atmosphériques qui durent longtemps et qui peuvent exciter les modes structuraux de l'avion peu amortis ; ou d'autres types de turbulences. Selon l'invention, ledit dispositif 1 comporte : un ensemble 2 de sources d'informations qui sont susceptibles de mesurer, de façon usuelle, les valeurs de paramètres de l'avion, précisés ci-dessous ; 11

des moyens 3 qui sont destinés à réaliser une surveillance de l'avion de manière à pouvoir détecter une perturbation due au vent, de type pré-cité, lors d'un vol de l'avion ; des moyens 4 pour déterminer, lors de la détection par lesdits moyens 3 d'une perturbation due au vent, des ordres de braquage précisés ci-dessous de surfaces de contrôle S1 à Sn (ailerons, spoilers, ...) de l'avion, n étant un entier. Ces surfaces de contrôle S1 à Sn sont agencées sur les ailes dudit avion. Selon l'invention, lesdits ordres de braquage sont tels qu'ils engendrent un braquage desdites surfaces de contrôle S1 à Sn (vers le haut ou vers le bas en fonction du sens de la perturbation détectée, afin de pouvoir contrecarrer les effets de cette perturbation), selon un angle de braquage particulier, et ceci à une vitesse de braquage maximale (précisée ci-dessous) ; et des moyens d'actionnement usuels Al à An. Chacun de ces moyens d'actionnement Al à An est associé à l'une desdites surfaces de contrôle S1 à Sn. Ces moyens d'actionnement Al à An reçoivent les ordres de braquage déterminés par lesdits moyens 4 (via une liaison 1 1) et engendrent un angle de braquage BR pour chacune desdites surfaces de contrôle S1 à Sn, cet angle de braquage BR étant conforme audit ordre de braquage reçu. De plus, selon l'invention, lesdits moyens de surveillance 3 comportent : -. au moins une sonde d'incidence 5 qui fait partie dudit ensemble 2 de sources d'informations, qui est agencée au niveau du nez de l'avion, et qui est susceptible de mesurer une valeur d'incidence urnes ; - des moyens 6 qui sont susceptibles de déterminer, de la manière précisée ci-dessous, à l'aide de la valeur d'incidence urnes mesurée par la-dite sonde d'incidence 5, un angle d'incidence aGLA qui est lié à une perturbation due au vent telle que considérée dans la présente invention ; et des moyens 7 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 8 auxdits moyens 6 et qui comparent cet angle d'incidence aGLA à une première valeur prédéterminée d'angle d'incidence, par exemple 1 . Les moyens 6 et 7 peuvent faire partie d'une unité de calcul 10. Lesdits moyens 7 déduisent de la comparaison précitée l'existence d'une perturbation due au vent, si ledit angle d'incidence aGLA est supérieur à cette première valeur prédéterminée et, lorsqu'une telle perturbation est détectée, ils en informent lesdits moyens 4 par l'intermédiaire d'une liai- son 9. Lesdits moyens 4 déterminent alors, de la manière précisée ci-dessous, lesdits ordres de braquage en utilisant ledit angle d'incidence aGLA qu'ils reçoivent de ladite unité de calcul 10.

Ainsi, le dispositif 1 conforme à l'invention est en mesure de détecter, à l'aide desdits moyens de surveillance 3, et ceci de façon précise et fiable, toute perturbation due au vent, telle qu'une rafale discrète ou une turbulence continue par exemple, qui est susceptible d'engendrer une augmentation des charges sur la voilure (les ailes) de l'avion.

De plus, lors de la détection d'une telle perturbation, le dispositif 1 commande le braquage de surfaces de contrôle S1 à Sn de manière à diminuer ces charges. Le braquage de ces surfaces de contrôle S1 à Sn est réalisé à une vitesse maximale, ce qui permet de limiter la flexion des ailes causée par la perturbation et permet de réduire, de façon dynamique, le niveau de charge existant au niveau de la voilure, comme précisé davan- tage ci-dessous. Grâce à cette réduction dynamique de charges de type GLA ("Gust Load Alleviation" en anglais), on est en mesure d'obtenir un gain sur la masse structurale de la voilure de l'avion, ce qui permet notamment de réduire le coût de fabrication et de fonctionnement dudit avion. La réduction dynamique de charges, mise en oeuvre par le dispositif 1, est donc réalisée lorsque l'angle d'incidence aGLA dépasse un seuil donné, correspondant à ladite première valeur prédéterminée (par exemple 1 ). La prise en compte de ce seuil permet d'éviter tout déclenchement de la fonction de réduction pour des turbulences faibles. Ceci permet notamment de ne pas trop fatiguer les actionneurs Al à An des surfaces de contrôle S1 à Sn. De plus, ce seuil permet de rendre plus robuste le dé- 1 o couplage entre le vent et la manoeuvre. En outre, dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens de surveillance 3 sont également en mesure de détecter la fin d'une perturbation due au vent (perturbation qui a été préalablement détectée), et les actionneurs Al à An appliquent les ordres de braquage auxdites sur- 15 faces de contrôle S1 à Sn, en continu, jusqu'à une durée prédéterminée (par exemple 5 secondes) après la fin de cette perturbation. Ce mode de réalisation particulier permet d'obtenir les avantages suivants : éviter divers couplages aéroélastiques ; faire fonctionner le braquage mis en oeuvre par le dispositif 1 également comme une fonction de réduction d'une turbulence passive de type PTA ("Passive Turbulence Alleviation" en anglais). En effet, cette durée pré-déterminée, ainsi que le seuil d'activation et un gain précisé ci-dessous, sont choisis de sorte que lors d'une turbulence très sévère les surfaces de contrôle S1 à Sn se braquent au maximum et restent braquées pen- 25 dant toute la phase de vol turbulent ; et éviter de surveiller une information relative au vent pour prévenir des pannes oscillatoires. On notera que les charges voilure lors d'une rafale sont principalement pilotées par la réponse du premier mode souple de la voilure (ailes) de l'avion. La réduction de charge de type GLA, mise en oeuvre par le dis-positif 1, a pour but de diminuer ces charges en introduisant une excitation qui est opposée au vent pour ce premier mode souple. Ce premier mode souple de la voilure est un mode de flexion symétrique. La déformée modale est donc plus importante en extrémité de voilure. Aussi, dans un mode de réalisation préféré, lesdites surfaces de contrôle S1 à Sn sont des ailerons de l'avion, qui de façon usuelle sont agencés aux extrémités des ailes. Ces ailerons sont donc particulièrement bien adaptés pour contrôler ledit premier mode voilure précité, et ceci via un mouvement symétrique.

Aussi, selon l'invention, les ordres de braquage engendrés par les-dits moyens 4 et appliqués auxdits ailerons par l'intermédiaire desdits actionneurs Al à An sont tels que les différents ailerons de l'avion sont braqués de façon symétrique par rapport à l'axe longitudinal de l'avion. Le dispositif conforme à l'invention permet ainsi d'engendrer une réduction de la flexion des ailes à travers deux effets : le braquage des ailerons externes modifie (par un effet quasi-statique) la distribution de la portance le long de l'envergure des ailes en faveur d'une position plus interne, ce qui réduit le moment de flexion des ailes pour une portance donnée ; et le braquage à vitesse élevée (vitesse maximale) des ailerons engendre une réponse dynamique relative à un mode de flexion des ailes, qui neutralise au moins une partie de la réponse dynamique engendrée par la perturbation due au vent. On notera que, dans le cadre de la présente invention, pour être efficace, le braquage effectif des surfaces de contrôle S1 à Sn (qui sont agencées sur les ailes de l'avion) doit être réalisé au moment même où le vent qui est à l'origine de la perturbation (perturbation qui a été détectée préalablement par une mesure d'incidence réalisée au niveau du nez de l'avion) atteint les ailes. Le temps de réponse (entre la détection réalisée 15

par les moyens 3, la génération des ordres de braquage réalisée par les moyens 4 et leur application mise en oeuvre par les actionneurs Al à An) est directement lié à la vitesse correspondant au cas de charge dimensionnant et à la géométrie de l'avion. A titre d'exemple, dans le cas ex- trême de VMO/MMO, avec VMO ("Velocity Maximum Operating" en anglais) la vitesse maximale opérationnelle, et MMO ("Maximum Operating Mach Number" en anglais) le Mach maximal opérationnel, avec une dis-tance de 19,5 m entre le nez de l'avion et la voilure, il faut 75 ms à une rafale pour arriver sur la voilure. En termes de système, cela se traduit par un temps maximal admissible de 50 ms entre l'acquisition de la valeur d'incidence par la sonde d'incidence 5 (ou une pluralité de sondes 5) et la génération de l'ordre de braquage par les moyens 4. Afin d'optimiser le temps de traitement et d'acquisition, la valeur d'incidence urnes mesurée par la ou les sondes 5 est directement transmise de cette ou de ces son-des 5 vers les moyens 6, par exemple des calculateurs de commande de vol primaires de type FCPC ("Flight Control Primary Computer" en anglais), donc sans passer (comme cela est le cas usuellement) par des uni-tés de référence inertielle par exemple de type ADIRU ("Air Data Inertial Reference Unit" en anglais). Cette valeur peut ainsi être acquise en 10 ms.

Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 comporte de plus : û des moyens 14 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 15 aux-dits moyens 4 et qui sont destinés à calculer un ordre de braquage auxiliaire pour au moins une surface de contrôle auxiliaire de l'avion, telle qu'une gouverne de profondeur par exemple. Dans un mode de réalisation préféré, cet ordre de braquage auxiliaire est appliqué à une pluralité de surfaces de contrôle auxiliaires individuelles P1 à pi de l'avion, i étant un entier. Cet ordre de braquage auxiliaire est tel qu'il permet de compenser le moment de tangage à cabrer ou à piquer qui est engendré par le braquage desdites surfaces de contrôle S1 à Sn lors de l'application de l'ordre de braquage calculé par les moyens 4. Lesdits moyens 14 déterminent donc préalablement, de façon usuelle, ledit moment de tangage à cabrer ou à piquer et en déduisent ledit ordre de braquage auxiliaire ; et des moyens d'actionnement usuels B1 à Bi qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 16 auxdits moyens 14 et qui sont susceptibles d'amener la ou les surfaces de contrôle auxiliaires P1 à Pi (gouverne de profondeur, plan horizontal, ailerons, spoilers, ...) dans une position re- présentative de l'ordre de braquage auxiliaire déterminé par lesdits moyens 14. Dans un mode de réalisation particulier, ladite unité de calcul 10 et lesdits moyens 4 et 14 font partie d'une unité centrale 13 qui est, par exemple, reliée par l'intermédiaire d'une liaison 12 à l'ensemble 2 de sour- ces d'informations. Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, le dispositif 1 comporte de plus : -- des moyens usuels (non représentés individuellement) qui font partie dudit ensemble 2 de sources d'informations, et qui sont formés de ma- nière à déterminer les valeurs actuelles de la masse, de la vitesse, de l'altitude et de la configuration de l'avion ; et - des moyens 18 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 19 audit ensemble 2, qui reçoivent ces valeurs actuelles et qui activent (via une liaison 20) la fonction de réduction mise en oeuvre par ladite unité cen- traie 13. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 18 activent la fonction de réduction uniquement si les conditions suivantes sont vérifiées simultanément, en tenant compte desdites valeurs actuelles de la masse, de la vitesse, de l'altitude et de la configuration de l'avion : 17 la masse actuelle de l'avion est située dans une plage de masses

prédéterminée, par exemple 1MTOW-Mj ; MTOW] avec MTOW ("Maximum Take-Off Weight" en anglais) la ruasse maximale au décollage et Mj une valeur de masse prédéterminée dépendant notamment du type de l'avion ; la vitesse actuelle de l'avion est située dans un domaine de vitesses prédéterminé, par exemple [Vmin ; VMO +VU avec Vmin une vitesse minimale prédéterminée, Vj une vitesse prédéterminée, et VMO la vitesse maximale opérationnelle ; l'altitude actuelle de l'avion est inférieur à une altitude maximale prédéterminée correspondant par exemple à 45 000 pieds (environ 13,5 km) ; et - la configuration actuelle de l'avion est une configuration lisse (ou non hypersustentée) pour laquelle les becs et les volets sont rentrés.

Ainsi, les moyens 18 limitent le domaine d'activation de la fonction de réduction aux seules contraintes de charge, afin de ne pas l'activer (et donc de ne pas réduire la capacité de l'avion en manoeuvre) pour des cas qui ne posent pas de problèmes en ce qui concerne les charges. Dans le cadre de la présente invention, la fonction de réduction de charges, mise en oeuvre par le dispositif 1, peut être fonction de la masse de l'avion, mais aussi de la masse du fuel et de sa répartition, ou bien de la masse de la charge utile. Elle peut également être fonction de la position du centre de gravité de l'avion. De plus, elle peut être fonction de la position des becs et volets et ne pas se limiter à une configuration lisse.

Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 4 déterminent des ordres de braquage qui engendrent, sur chaque surface de contrôle S1 à Sn, par exemple sur chaque aileron : - un angle de braquage maximal, par exemple 15 , lorsque ledit angle d'incidence aGLA (reçu de l'unité de calcul 10) est supérieur ou égal à une seconde valeur prédéterminée, par exemple 3,5 , qui est supérieure à ladite première valeur prédéterminée précitée, par exemple 1 , comme représenté sur la figure 2 qui illustre l'angle de braquage BR en fonction de l'angle d'incidence aGLA ; et û un angle de braquage particulier, lorsque ledit angle d'incidence aGLA est compris entre lesdites première et seconde valeurs prédéterminées, par exemple entre 1 et 3,5 . La valeur dudit angle de braquage particulier est obtenue à partir d'une relation linéaire (représentée par un segment linéaire sur la figure 2) entre un angle BR nul à ladite première valeur prédéterminée (1 ) et ledit angle de braquage maximal (15 ) à ladite seconde valeur prédéterminée (35 ). De plus, comme indiqué précédemment, lorsque ledit angle d'incidence aGLA est inférieur à ladite première valeur prédéterminée (1 ), aucune perturbation n'est détectée, et donc aucun braquage (en vue d'une réduction de charges) n'est mis en oeuvre. Ledit angle de braquage maximal (par exemple 15 ) est choisi de manière à obtenir une cohérence entre la réduction GLA mise en oeuvre par la présente invention et une réduction usuelle de type MLA ("Maneuver Load Alleviation" en anglais). Cet angle de braquage maximal n'est pas augmenté davantage pour laisser suffisamment d'autorité en roulis. De plus, une analyse dynamique prenant en compte les performances des actionneurs Al à An a montré qu'au-delà de cet angle de braquage maxi-mal, on n'obtient quasiment plus aucun avantage pour la charge voilure. En outre, comme indiqué précédemment, lesdites surfaces de contrôle S1 à Sn sont braquées à une vitesse de braquage maximale. Dans un mode de réalisation simplifié, on utilise simplement la vitesse de braquage maximale possible pour les surfaces de contrôle S1 à Sn considérées, qui est fixée pour chaque surface de contrôle S1 à Sn par un limiteur de vitesse usuel associé.

Toutefois, dans un mode de réalisation préféré, on modifie des limiteurs de vitesse usuels des actionneurs Al à An de manière à obtenir des vitesses qui sont supérieures aux vitesses maximales autorisées usuellement pour lesdites surfaces de contrôle S1 à Sn. Pour ce faire, on augmente la valeur des limiteurs de la vitesse de braquage définis dans les calculateurs de commandes de vol pour profiter des capacités maximales des servocommandes des actionneurs. Plus précisément, on réalise une modification de manière à obtenir une vitesse de braquage maximale qui est telle que le profil de l'excitation engendrée sur les ailes par le braquage desdites surfaces de contrôle S1 à Sn ressemble, à une marge près, au profil du vent qui est à l'origine de ladite perturbation. Ce profil du vent est déterminé de façon usuelle en analysant la valeur d'incidence ames mesurée. Ceci permet d'obtenir une réduction particulièrement efficace des charges engendrées sur la voilure.

Comme indiqué précédemment, l'angle d'incidence aGLA calculé par les moyens 6 est lié à une perturbation due au vent, c'est-à-dire soit à une rafale discrète, soit à une turbulence continue. On sait qu'une telle perturbation concerne des composantes à hautes fréquences du vent. Aussi, les moyens 6 calculent cet angle d'incidence aGLA de manière à ne pas mettre en oeuvre la réduction dynamique conforme à l'invention, en manoeuvre et/ou pour du vent constant non turbulent. Il est donc nécessaire de déterminer un angle d'incidence aGLA tenant compte de la valeur d'incidence ames effectivement mesurée sur l'avion, mais pour laquelle on a supprimé les composantes relatives à des effets que l'on ne souhaite pas prendre en compte. Pour ce faire, dans un made de réalisation particulier, lesdits moyens 6 comportent, comme représenté sur la figure 3 : -- un moyen de calcul 22 qui est destiné à calculer un angle d'incidence aair, à partir de la valeur d'incidence ames mesurée ; 20

- un moyen de calcul 23 qui est destiné à déterminer une incidence sol agr (au centre de gravité de l'avion) ; un moyen de calcul 24 qui est destiné à déterminer un terme (de valeur d'incidence) correctif acor ; un moyen de calcul 25 qui est relié par l'intermédiaire de liaisons 26, 27 et 28 respectivement auxdits moyens de calcul 22, 23 et 24 et qui calcule une valeur d'incidence al à l'aide de l'expression suivante : al =aair - agr -acor ; et un moyen de filtrage 29 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 30 1 o audit moyen de calcul 25 et qui réalise un filtrage passe-haut de la va-leur d'incidence al reçue dudit moyen de calcul 25 de manière à former ledit angle d'incidence aGLA qu'iil transmet par l'intermédiaire de la liai-son 8. Le filtrage passe-haut mis en oeuvre par le moyen de filtrage 29 15 permet de supprimer la composante continue du vent correspondant à un vent constant (pour lequel on ne souhaite pas mettre en oeuvre la réduction conforme à l'invention), afin de conserver uniquement la partie hautes fréquences du vent qui représente la perturbation que l'on cherche à détecter. 20 Dans un mode de réalisation particulier : l'ensemble 2 de sources d'informations comporte des moyens usuels (non représentés individuellement) pour mesurer l'accélération de tan-gage q1 de l'avion et la vitesse vraie VTAS de l'avion. La vitesse vraie VTAS ("True Air Speed" en anglais) est la vitesse du centre de gravité 25 de l'avion par rapport à l'air non perturbé ; et ledit moyen de calcul 22 reçoit ces valeurs mesurées par l'intermédiaire d'une liaison 12A, et il calcule ledit angle d'incidence aair à l'aide de l'expression suivante : aair = urnes + (q 1. LAOA) / VTAS 21

dans laquelle LAOA est la distance entre la sonde d'incidence 5 et le centre de gravité moyen de l'avion. En outre, pour calculer l'incidence agr : l'ensemble 2 de sources d'informations comporte des moyens usuels (non représentés individuellement) pour mesurer des composantes relatives à l'avion, qui sont définies par rapport à des axes géographiques (relatifs à un repère géographique RO) et précisées ci-dessous ; et ledit moyen de calcul 23 reçoit ces composantes mesurées par l'intermédiaire d'une liaison 12B, et il est formé de manière à calculer l'incidence agr à l'aide de l'expression suivante : agr =A.tg(Uzl /Uxl) (1) dans laquelle : A est un coefficient prédéterminé ; tg est une tangente ; et Uz1 et Ux1 sont les coordonnées de la vitesse sol par rapport à des axes verticaux et longitudinaux de l'avion, qui sont déterminées à partir desdites composantes mesurées. On sait que les composantes (Ux1, Uyl , Uz1) de la vitesse sol selon des axes liés à avion (relatifs à un repère avion R1) ne sont pas di- rectement disponibles sur l'avion. En revanche, l'ensemble 2 ou le moyen de calcul 23 peut les calculer à partir : -- de composantes de la vitesse de l'avion en axes géographiques (Vnord [exprimé en noeuds], Vest [exprimé en noeuds], Vz [exprimé en pieds par minute]) calculées par un système de référence inertiel de type IRS ("Inertiel Reference System" en anglais) [labels 365/366/367] qui fait partie de l'ensemble 2. Vnord est la vitesse selon le Nord et Vest est la vitesse selon l'Est ; et ù d'une matrice de changement de repère M01 qui peut être déterminée de façon usuelle à partir d'angles de roulis, de dérapage et de tangage mesurés par des moyens appropriés faisant partie de l'ensemble 2. Cette matricie M01 qui permet de réaliser un changement du re- père géographique RO (comprenant lesdits axes géographiques) au repère avion R1 s'écrit : M1 1 M21 M31 M01= M12 M22 M32 M13 M23 M33 On sait que le vecteur vitesse sol en repère géographique RO s'écrit : Ux0 = Vnord. 1852 3600 (U)0 = Uy0 = Vest . 1852 Uz0 = Vz. 0.3048 60 Les valeurs UxO, Uy0 et UzO sont exprimés en mètres par seconde dans cette expression (2). On notera que les valeurs ayant une référence "0" sont relatives au repère géographique RO et celles ayant une référence " 1 " sont relatives 15 au repère avion R1 dans la présente description. En réalisant un changement de repère à l'aide de la matrice M01 précitée, on obtient les valeurs Ux1 et Uz1 suivantes : (Ux1 = M1 1.Ux0 + M21.Uy0 + M31.Uz0 tUzi = M13.Ux0 + M23.Uy0 + M33.Uz0 Avec les valeurs de Ux1 et Uz1 ainsi obtenues, l'unité de calcul 24 3600 (2) 23

calcule alors l'incidence agr en utilisant l'expression (1) précitée. En outre, pour déterminer le terme correctif acor : - ledit ensemble 2 de sources d'informations comporte des moyens usuels (non représentés individuellement) pour mesurer des composan- tes relatives à l'avion, qui sont définies par rapport au repère géographique RO ; et ledit moyen de calcul 24 reçoit ces composantes mesurées par l'intermédiaire d'une liaison 12C, et il est formé de manière à calculer le terme correctif acor à l'aide de l'expression suivante : acor= (B.Wz1 est) / VTAS dans laquelle : • B est un coefficient prédéterminé ; • Wz1 est une composante verticale du vent dans le repère avion R1, qui est déterminée à partir desdites composantes mesurées ; et • VTAS est la vitesse vraie mesurée de l'avion. L'ensemble 2 ou le moyen de calcul 24 doit donc estimer la composante verticale du vent Wzl , qui est définie de la manière suivante : Wz1 = M13.Wx0 + M23.WyO + M33.Wz0 (3) Pour ce faire, on calcule les composantes du vent dans le repère géographique RO en tenant compte des différences entre les composantes air (VxO, VyO, Vz0) relatives à V(0) et les composantes sol (UxO, UyO, UzO) relatives à (U)0. Comme on connaît par l'expression (2) précitée de (U)0 les composantes sol, on peut estimer les composantes air. L'information de dérapage n'étant pas acquise sur longue distance, on utilise la valeur de dérapage f3 estimée qui est utilisée de façon usuelle dans les lois de pilotage, ce qui perrnet de calculer : Vxl = VTAS. cos(ames). cos (3 (V)1 = Vyl = VTAS. sin p Vzl = VTAS.sin(ames).cos(3 Avec un changement de repère, on obtient : (V)0 = [M0l] -'• (V)1= [M01]T • (V)1 On en déduit les composantes du vent (WxO, WyO, WzO) dans le repère géographique RO, à l'aide de l'expression suivante : (W)0 = (U)0 ù (V)0, ce qui permet de calculer ladite cornposante Wzl en utilisant l'expression (3) précitée. On notera que lesdites liaisons 12A, 12B et 12C font partie de la liaison 12 de la figure 1.

Claims (14)

REVENDICATIONS

1. Procédé de réduction dynamique de charges engendrées sur un avion par une perturbation due au vent, caractérisé en ce que : A/ lors d'un vol de l'avion, on réalise une surveillance permettant de détecter une perturbation due au vent, en mettant en oeuvre, de façon automatique et répétitive, la suite d'étapes suivante : a1) on mesure au moins une valeur d'incidence à l'aide d'au moins une sonde d'incidence (5) qui est agencée au niveau du nez de l'avion ; a2) à l'aide de cette valeur d'incidence mesurée, on détermine un angle d'incidence (aGLA) lié à une perturbation due au vent ; a3) on compare cet angle d'incidence (aGLA) à une première valeur prédéterminée ; et a4) si ledit angle d'incidence (aGLA) est supérieur à cette première va- leur prédéterminée, on détecte une perturbation due au vent ; et B/ lors de la détection d'une perturbation due au vent, on met en oeuvre, de façon automatique, la suite d'étapes suivante : b1) à l'aide dudit angle d'incidence (aGLA), on détermine des ordres de braquage de surfaces de contrôle (Si à Sn) de l'avion, qui sont agencées sur les ailes dudit avion, ces ordres de braquage étant tels qu'ils engendrent un braquage desdites surfaces de contrôle (Si à Sn) selon un angle de braquage particulier, et ceci à une vitesse de braquage maximale ; et b2) on applique les ordres de braquage ainsi déterminés auxdites surfa- ces de contrôle (Si à Sn).

2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape a4), on détecte de plus la fin d'une perturbation due au vent, et à l'étape b2), on applique lesdits ordres de bra- quage auxdites surfaces de contrôle (Si à Sn) jusqu'à une durée prédéterminée après ladite fin de la perturbation due au vent.

3. Procédé selon rune des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape a2), on détermine ledit angle d'incidence aGLA à l'aide d'une valeur d'incidence al que l'on soumet à un filtrage passe-haut, et en ce que l'on calcule préalablement cette valeur d'incidence al à l'aide de l'expression suivante : al =aair ù agr ù acor dans laquelle : aair est un angle d'incidence qui est déterminé à partir de ladite valeur d'incidence mesurée ; agr représente une incidence sol au centre de gravité de l'avion ; et acor est un terme correctif.

4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que : ù à l'étape a1), on mesure, de plus, une accélération de tangage q1 et une vitesse vraie VTAS de l'avion ; et ù à l'étape a2), on calcule ledit angle d'incidence aair à l'aide de l'expression suivante : aair =ames + (q 1. LAOA) / VTAS dans laquelle : • ames est ladite valeur d'incidence mesurée ; et • LAOA est la distance entre ladite sonde d'incidence (5) et le centre de gravité moyen de l'avion.

5. Procédé selon l'une des revendications 3 et 4, caractérisé en ce que : ù à l'étape a1), on mesure, de plus, des composantes relatives à l'avion qui sont définies par rapport à des axes géographiques ; et 27 à l'étape a2), on calcule l'incidence agr à l'aide de l'expression sui- vante : agr=A.tg(Uz1 /Ux1) dans laquelle : • A est un coefficient prédéterminé ; • tg est une tangente ; et • Uz1 et Ux1 sont les coordonnées de la vitesse sol par rapport à des axes verticaux et longitudinaux de l'avion, qui sont déterminées à partir desdites composantes mesurées.

6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que : ù à l'étape a1), on mesure des composantes relatives à l'avion qui sont définies par rapport à des axes géographiques ; et à l'étape a2), on calcule le terme correctif acor à l'aide de l'expression suivante : acor= (B.Wz1) / VTAS dans laquelle : • B est un coefficient prédéterminé ; • Wzl est une composante verticale du vent, qui est déterminée à partir desdites composantes mesurées ; et • VTAS est la vitesse vraie de l'avion.

7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite vitesse de braquage maximale est telle que le profil de l'excitation engendrée sur ses ailes par le braquage desdites sur- faces de contrôle (Si à Sn) ressemble, à une marge près, au profil du vent qui est à l'origine de ladite perturbation.

8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit avion comporte une pluralité d'ailerons, et en ce que lesdites surfaces de contrôle (Si à Sn) représentent les différents ailerons de l'avion, qui sont braqués de façon symétrique par rapprot à l'axe longitudinal de l'avion.

9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape b1), on détermine des ordres de braquage qui engendrent, sur chaque surface de contrôle : un angle de braquage maximal, lorsque ledit angle d'incidence (aGLA) est supérieur ou égal à une seconde valeur prédéterminée qui est supérieure à ladite première valeur prédéterminée ; et un angle de braquage particulier, lorsque ledit angle d'incidence (aGLA) est compris entre lesdites première et seconde valeurs prédéterminées, la valeur dudit angle de braquage particulier étant obtenue à partir d'une relation linéaire entre un angle nul à ladite première valeur prédéterminée et un angle correspondant audit angle de braquage maximal à ladite seconde valeur prédéterminée.

10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précéden- tes, caractérisé en ce que : - à l'étape A, on détermine de plus les valeurs actuelles de la masse, de la vitesse, de l'altitude et de la configuration de l'avion ; et - à l'étape B, on met en oeuvre lesdites étapes b1) et b2), uniquement si les conditions suivantes sont toutes vérifiées, en tenant compte desdites valeurs actuelles ainsi déterminées : la masse de l'avion est située dans une plage de masses prédéterminée ; la vitesse de l'avion est située dans un domaine de vitesses prédéterminé ; l'altitude de l'avion est inférieur à une altitude maximale prédéterminée ; et • la configuration de l'avion est une configuration lisse. 29

11. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que de plus : on calcule un ordre de braquage auxiliaire pour au moins une surface de contrôle auxiliaire (P1 à pi) de l'avion, qui permet de compenser un moment de tangage engendré par le braquage à l'étape b2) desdites surfaces de contrôle (Si à Sn) ; et on applique cet ordre de braquage auxiliaire à ladite surface de contrôle auxiliaire (P1 à pi).

12. Dispositif de réduction dynamique de charges engendrées sur un avion par une perturbation due au vent, caractérisé en ce qu'il comporte : --des premiers moyens (3) pour réaliser une surveillance de l'avion permettant de détecter une perturbation due au vent lors d'un vol de l'avion, lesdits premiers moyens (3) comprenant les moyens (5, 6, 7) suivants qui mettent en oeuvre de façon répétitive les opérations correspondantes : au moins une sonde d'incidence (5) qui est agencée au niveau du nez de l'avion et qui est susceptible de mesurer une valeur d'inci- dence ; des moyens (6) pour déterminer, à l'aide de la valeur d'incidence mesurée par ladite sonde d'incidence (5), un angle d'incidence (aGLA) qui est lié à une perturbation due au vent ; des moyens (7) pour comparer cet angle d'incidence (aGLA) à une première valeur prédéterminée ; et des moyens (7) pour déduire de cette comparaison une détection d'une perturbation due au vent, si ledit angle d'incidence (aGLA) est supérieur à cette première valeur prédéterminée ; et des deuxièmes moyens (4) pour déterminer, lors de la détection par les-dits premiers moyens (3) d'une perturbation due au vent, à l'aide dudit angle d'incidence (aGLA), des ordres de braquage de surfaces de contrôle (Si à Sn) de l'avion, qui sont agencées sur les ailes dudit avion, ces ordres de braquage étant tels qu'ils engendrent un braquage desdites surfaces de contrôle (Si à Sn) selon un angle de braquage particulier, et ceci à une vitesse de braquage maximale ; et des troisièmes moyens (Al à An) pour appliquer lesdits ordres de braquage auxdites surfaces de contrôle (Si à Sn).

13. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce qu'il comporte de plus - des moyens (14) pour calculer un ordre de braquage auxiliaire qui est destiné à au moins une surface de contrôle auxiliaire (P1 à Pi) de l'avion et qui permet de compenser un moment de tangage engendré par le braquage desdites surfaces de contrôle (Si à Sn) ; et des moyens (Bi à Bi) pour appliquer cet ordre de braquage auxiliaire à ladite surface de contrôle auxiliaire (P1 à Pi).

14. Avion, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une des revendications 12 et 13.