FR3029638A1

FR3029638A1 - Procede et dispositif d'estimation de la vitesse aerodynamique d'un aeronef.

Info

Publication number: FR3029638A1
Application number: FR1461988A
Authority: FR
Inventors: Martin Delporte
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2014-12-05
Filing date: 2014-12-05
Publication date: 2016-06-10
Anticipated expiration: 2034-12-05
Also published as: FR3029638B1; CN105675901B; CN105675901A; US20160161524A1; US10345327B2

Abstract

- Le dispositif (1) comprend une première unité d'estimation (10) configurée pour estimer la vitesse aérodynamique de l'aéronef selon une première méthode d'estimation, une deuxième unité d'estimation (20A, 20B) configurée pour estimer la vitesse aérodynamique de l'aéronef selon une deuxième méthode d'estimation, une unité de pondération (30) configurée pour pondérer les deux vitesses aérodynamiques estimées par les première et deuxième méthodes d'estimation et une unité de calcul (40) configurée pour sommer les vitesses aérodynamiques pondérées de manière à obtenir une vitesse aérodynamique estimée (VAE) de l'aéronef.

Description

1 DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'estimation de la vitesse aérodynamique d'un aéronef. Le terme « vitesse aérodynamique » désigne aussi bien le nombre de Mach de l'aéronef (défini comme le rapport entre la vitesse de l'aéronef et la vitesse du son dans les conditions de vol de l'aéronef) que la vitesse conventionnelle de l'aéronef (appelée « Calibrated Air Speed » en anglais). ETAT DE LA TECHNIQUE En général, la vitesse aérodynamique est estimée à bord de l'aéronef à partir de la mesure de deux pressions : - premièrement la pression totale, obtenue à l'aide d'une seule sonde Pitot ; et - deuxièmement la pression statique, mesurée à l'aide de sondes de pression statique qui affleurent sur la peau du fuselage de l'aéronef.

Les sondes Pitot et les sondes de pression statique sont exposées aux conditions extérieures et peuvent être perturbées par des éléments ou objets qui peuvent boucher partiellement ou totalement les conduits en amont du capteur correspondant, conduisant à des mesures erronées de pression. Il peut donc être utile de disposer d'une méthode alternative d'estimation de la vitesse aérodynamique d'un aéronef qui soit indépendante des sondes de Pitot. Il est connu dans ce cadre d'utiliser l'équation de sustentation, appelée aussi équation de portance, qui relie quatre paramètres, à savoir le facteur de charge vertical, l'incidence, la masse et la vitesse. La connaissance de l'incidence, du facteur de charge et de la masse de l'aéronef, permet de reconstruire en temps réel une vitesse équivalente. Si, de plus, la pression statique est connue, cela permet également de reconstruire le nombre de Mach. Cependant, une telle estimation de la vitesse aérodynamique, utilisant l'équation de sustentation n'est très précise que dans une partie limitée du domaine de vol d'un aéronef pour des vitesses relativement faibles. En particulier, dans le domaine du vol de croisière d'un aéronef tel qu'un avion de transport, la précision de l'estimation de la vitesse aérodynamique est très dégradée voire inutilisable.

3029638 2 EXPOSÉ DE L'INVENTION La présente invention vise à fournir une estimation de la vitesse aérodynamique d'un aéronef, qui est indépendante de mesures de pression issues des sondes de Pitot et qui est précise sur l'ensemble du domaine de vol de 5 l'aéronef. La présente invention concerne à cet effet un procédé d'estimation de la vitesse aérodynamique d'un aéronef, comprenant une étape mise en oeuvre de façon automatique et itérative, consistant à : A) effectuer une estimation de la vitesse aérodynamique de l'aéronef selon 10 une première méthode d'estimation en utilisant une équation de sustentation, la vitesse aérodynamique estimée selon cette première méthode d'estimation étant appelée vitesse aérodynamique par incidence. Selon l'invention, le procédé comprend les étapes suivantes, mises en oeuvre de façon automatique et itérative, consistant à : 15 B) effectuer une estimation de la vitesse aérodynamique de l'aéronef selon une deuxième méthode d'estimation en utilisant au moins deux valeurs de pression issues d'au moins deux capteurs de pression statique agencés sur l'aéronef de telle façon que : - un premier desdits au moins deux capteurs est positionné de 20 sorte que la pression mesurée par ce premier capteur varie en fonction du nombre de Mach de l'aéronef ; et - un deuxième desdits au moins deux capteurs est positionné de sorte que : - la pression mesurée par ce deuxième capteur ne varie pas en 25 fonction du nombre de Mach de l'aéronef ; ou - la pression mesurée par ce deuxième capteur varie en fonction du nombre de Mach de l'aéronef d'une façon moindre que la pression mesurée par le premier capteur, la vitesse aérodynamique estimée selon cette deuxième méthode 30 d'estimation étant appelée vitesse aérodynamique par pression, C) pondérer la vitesse aérodynamique par incidence par un premier coefficient et pondérer la vitesse aérodynamique par pression par un deuxième 3029638 3 coefficient, le premier coefficient et le deuxième coefficient dépendant de la valeur d'au moins un paramètre du domaine de vol de l'aéronef, D) sommer la vitesse aérodynamique par incidence pondérée obtenue à l'étape C) et la vitesse aérodynamique par pression pondérée obtenue à l'étape C) 5 de manière à obtenir une vitesse aérodynamique estimée de l'aéronef. Grâce à la prise en compte des estimations de deux méthodes d'estimation différentes de la vitesse aérodynamique, qui sont indépendantes de mesures issues de sondes Pitot et à une pondération en fonction d'un paramètre du domaine de vol de l'aéronef, en accordant à chaque méthode une pondération 10 plus ou moins importante en fonction de son efficacité dans le domaine considéré, le procédé conforme à la présente invention propose ainsi de fournir une estimation de la vitesse aérodynamique précise sur l'ensemble du domaine de vol de l'aéronef. Selon différents modes de réalisation de l'invention, qui peuvent être pris 15 ensemble ou séparément : - les premier et deuxième coefficients varient entre 0 et 1 en fonction du paramètre du domaine de vol de l'aéronef, la somme du premier coefficient et du deuxième coefficient étant toujours égale à 1, quelle que soit la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef ; 20 - le premier coefficient est égal à 1 lorsque la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef est inférieure à un premier seuil prédéterminé et égal à 0 lorsque la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef est supérieure à un deuxième seuil prédéterminé ; - le premier coefficient décroit entre les premier et deuxième seuils ou les 25 premier et deuxième seuils prédéterminés sont identiques ; - on utilise au moins un paramètre d'altitude comme paramètre du domaine de vol de l'aéronef ; - on utilise au moins un paramètre de vitesse comme paramètre du domaine de vol de l'aéronef ; 30 - la valeur du paramètre du domaine de vol, utilisée à l'étape C) lors d'une itération courante est égale à la vitesse aérodynamique estimée à l'étape D) lors d'une itération précédente, précédant directement l'itération courante ; 3029638 4 - ledit procédé comprend des étapes consistant, lorsque la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef est supérieur à un seuil prédéterminé, à: - filtrer la vitesse aérodynamique par pression et la vitesse 5 aérodynamique par incidence de manière à obtenir une composante basse fréquence de la vitesse aérodynamique par pression et une composante haute fréquence de la vitesse aérodynamique par incidence ; - affiner à l'étape D), la vitesse aérodynamique estimée, en 10 combinant la composante basse fréquence de la vitesse aérodynamique par pression et la composante haute fréquence de la vitesse aérodynamique par incidence. Dans un mode de réalisation particulier, ledit procédé comprend les étapes suivantes consistant à : 15 - déterminer un facteur de correction dépendant de la vitesse aérodynamique estimée obtenue à l'étape D) ; - mesurer une pression statique à l'intérieur d'une nacelle d'un moteur de l'aéronef, dite pression statique nacelle ; et - calculer une pression statique estimée en multipliant la pression 20 statique nacelle avec le facteur de correction. L'invention concerne également un dispositif d'estimation de la vitesse aérodynamique d'un aéronef, ledit dispositif comprenant une première unité d'estimation configurée pour estimer la vitesse aérodynamique de l'aéronef selon une première méthode d'estimation utilisant l'équation de la sustentation, la 25 vitesse aérodynamique estimée par la première unité d'estimation étant appelée vitesse aérodynamique par incidence. Selon l'invention, le dispositif comprend en outre : - une deuxième unité d'estimation configurée pour estimer la vitesse aérodynamique de l'aéronef selon une deuxième méthode d'estimation utilisant au 30 moins deux valeurs de pression issues d'au moins deux capteurs de pression statique de telle façon que : 3029638 5 - un premier desdits au moins deux capteurs est positionné de sorte que la pression mesurée par ce premier capteur varie en fonction du nombre de Mach de l'aéronef ; et - un deuxième desdits au moins deux capteurs est positionné de 5 sorte que : - la pression mesurée par ce deuxième capteur ne varie pas en fonction du nombre de Mach de l'aéronef ; ou - la pression mesurée par ce deuxième capteur varie en fonction du nombre de Mach de l'aéronef d'une façon moindre que la 10 pression mesurée par le premier capteur, la vitesse aérodynamique estimée par cette deuxième unité d'estimation étant appelée la vitesse aérodynamique par pression ; - une unité de pondération configurée pour pondérer la vitesse aérodynamique par incidence par un premier coefficient et pour pondérer la 15 vitesse aérodynamique par pression par un deuxième coefficient, le premier coefficient et le deuxième coefficient dépendant de la valeur d'au moins un paramètre du domaine de vol de l'aéronef ; - une unité de calcul configurée pour sommer la vitesse aérodynamique par incidence pondérée et la vitesse aérodynamique par pression pondérée de 20 manière à obtenir une vitesse aérodynamique estimée de l'aéronef. Selon un aspect de l'invention, le dispositif comprend : - une unité de calcul configurée pour déterminer un facteur de correction dépendant de la vitesse aérodynamique estimée ; - une unité de mesure configurée pour mesurer la pression statique à 25 l'intérieur d'une nacelle d'un moteur de l'aéronef, dite pression statique nacelle ; et - une unité de calcul configurée pour calculer une pression statique estimée en multipliant la pression statique nacelle avec le facteur de correction. L'invention concerne en outre un aéronef, en particulier un avion de transport, comprenant un dispositif tel que décrit précédemment.

30 BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES 3029638 6 Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est une vue schématique d'un aéronef comprenant un dispositif 5 d'estimation de la vitesse aérodynamique. La figure 2 est un schéma synoptique d'un mode de réalisation particulier d'un dispositif d'estimation de la vitesse aérodynamique d'un aéronef comprenant des première et deuxième unités d'estimation de la vitesse aérodynamique. La figure 3A est un graphique illustrant l'évolution d'un premier coefficient 10 de pondération en fonction de la vitesse aérodynamique. La figure 3B est un graphique illustrant l'évolution d'un deuxième coefficient de pondération en fonction de la vitesse aérodynamique. La figure 4 est un schéma synoptique d'une unité de traitement de données.

15 La figure 5 est un schéma synoptique d'une première variante de la deuxième unité d'estimation de la vitesse aérodynamique. La figure 6 est un schéma synoptique d'une deuxième variante de la deuxième unité d'estimation de la vitesse aérodynamique. La figure 7 est une vue schématique d'une unité d'estimation de la pression 20 statique de l'aéronef. DESCRIPTION DÉTAILLÉE La figure 1 illustre schématiquement un aéronef AC, notamment un avion de transport, auquel peut être appliqué un dispositif d'estimation 1 de la vitesse aérodynamique de l'aéronef AC.

25 Le dispositif d'estimation 1 (noté ci-après dispositif 1), tel que montré par exemple sur la figure 2, comprend selon l'invention : - une première unité d'estimation 10 configurée pour estimer la vitesse aérodynamique de l'aéronef selon une première méthode d'estimation utilisant l'équation de la sustentation, la vitesse aérodynamique estimée par la première 30 unité d'estimation 10 étant appelée vitesse aérodynamique par incidence VAI ; - une deuxième unité d'estimation 20A, 20B configurée pour estimer la vitesse aérodynamique de l'aéronef selon une deuxième méthode d'estimation 302 963 8 7 utilisant au moins deux valeurs de pression issues d'au moins deux capteurs de pression statique agencés sur l'aéronef de telle façon que : - un premier desdits au moins deux capteurs est positionné de sorte que la pression mesurée par ce premier capteur varie en fonction du nombre de Mach de 5 l'aéronef ; et - un deuxième desdits au moins deux capteurs est positionné de sorte que : - la pression mesurée par ce deuxième capteur ne varie pas en fonction du nombre de Mach de l'aéronef ; ou - la pression mesurée par ce deuxième capteur varie en fonction 10 du nombre de Mach de l'aéronef d'une façon moindre que la pression mesurée par le premier capteur, la vitesse aérodynamique estimée par cette deuxième unité d'estimation 20A, 20B étant appelé vitesse aérodynamique par pression VAP ; - une unité de pondération 30 configurée pour pondérer la vitesse 15 aérodynamique par incidence VAI par un premier coefficient 31 issu d'un premier élément de pondération 30A de l'unité de pondération 30 et pour pondérer la vitesse aérodynamique par pression VAP par un deuxième coefficient 32 issu d'un deuxième élément de pondération 30B de l'unité de pondération 30, le premier coefficient 31 et le deuxième coefficient 32 dépendant de la valeur d'au moins un 20 paramètre du domaine de vol de l'aéronef tel que l'altitude ou la vitesse ; - une unité de calcul 40 configurée pour sommer la vitesse aérodynamique par incidence pondérée VAIP et la vitesse aérodynamique par pression pondérée VAPP de manière à obtenir une vitesse aérodynamique estimée VAE de l'aéronef. Le dispositif 1 comprend, en outre, une unité de transmission de données 25 (non représentée) configurée pour transmettre la vitesse aérodynamique estimée VAE à un système utilisateur (non représenté), par exemple à une unité d'affichage ou à un système (ou calculateur) embarqué. Dans un mode de réalisation préféré, la valeur du paramètre du domaine de vol, utilisée par l'unité de pondération 30, est égale à la vitesse aérodynamique 30 estimée VAE par l'unité de calcul 40 lors d'une estimation précédente du dispositif 1, de préférence lors d'une itération de l'estimation directement précédente, comme représenté par la liaison 15 sur la figure 2.

3029638 8 Comme représenté sur la figure 2, l'unité de pondération 30 comprend le premier élément de pondération 30A et le deuxième élément de pondération 30B. Les premier et deuxième éléments de pondération 30A, 30B pondèrent respectivement la vitesse aérodynamique par incidence VAI par le premier 5 coefficient 31 et la vitesse aérodynamique par pression VAP par le deuxième coefficient 32 de manière à obtenir la vitesse aérodynamique par incidence pondérée VAIP et la vitesse aérodynamique par pression pondérée VAPP. Les valeurs de ces coefficients 31 et 32 dépendent du paramètre du domaine de vol choisi. Un exemple est donné par les figures 3A et 3B dans lesquelles la valeur du 10 coefficient de pondération C varie en fonction de la vitesse aérodynamique VAE estimée à l'itération précédente. Sur ces exemples de réalisation de l'invention, les premier et deuxième coefficients 31, 32 varient entre 0 et 1 en fonction de la vitesse aérodynamique de l'aéronef. La somme du coefficient 31 et du coefficient 32 pour un paramètre du 15 domaine de vol donné est toujours égale à 1. La vitesse aérodynamique estimée VAE est alors un barycentre des deux vitesses aérodynamiques pondérées VAIP et VAPP avec les poids déterminés par les coefficients de pondération 31 et 32. Le coefficient 31 est égal à 1 lorsque la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef est inférieure à un premier seuil prédéterminé 51, par exemple 0,4 20 Mach et il est égal à 0 lorsque la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef est supérieure à un deuxième seuil prédéterminé S2, par exemple 0,5 Mach. Inversement, le deuxième coefficient 32 est égal à 0 lorsque la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef est inférieure au seuil 51, par exemple 0,4 Mach, et il est égal à 1 lorsque la valeur du paramètre du domaine de vol de 25 l'aéronef est supérieure au seuil S2, par exemple 0,5 Mach. Le coefficient 31 décroit, de préférence mais non exclusivement, de manière linéaire, entre les seuils 51 et S2. Inversement, le coefficient 32 augmente, de préférence mais non exclusivement, de manière linéaire, entre les seuils 51 et S2.

30 Selon une variante non représentée, les premier et deuxième seuils prédéterminés 51 et S2 sont identiques. Le premier coefficient 31 passe alors par 3029638 9 exemple de 1 à 0 lorsque l'aéronef franchit le seuil S1 ou S2 et le coefficient 32 passe alors de 0 à 1 lorsque l'aéronef franchit le seuil S1 ou S2. Il est également possible d'utiliser au moins un paramètre d'altitude comme paramètre du domaine de vol de l'aéronef. Le seuil S1 et le seuil S2 sont alors par 5 exemple respectivement égaux à 20000 et 25000 pieds. Dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1 comprend également une unité de traitement de données 50 telle que représentée sur la figure 4. Cette unité de traitement de données 50 comprend un premier filtre 51 configuré pour filtrer, de façon usuelle, la vitesse aérodynamique par pression VAP de manière à 10 obtenir une composante basse fréquence de la vitesse aérodynamique par pression VAP et un deuxième filtre 52 configuré pour filtrer, de façon usuelle, la vitesse aérodynamique par incidence VAI de manière à obtenir une composante haute fréquence de la vitesse aérodynamique par incidence VAI, lorsque la vitesse aérodynamique de l'aéronef est supérieure à un seuil prédéterminé. En 15 particulier, dans le cas d'un vol de croisière d'un avion de transport, la valeur de ce seuil prédéterminé peut par exemple correspondre à 0,8 Mach ou à 270 milles nautiques par heure (environ 500km/h) selon que la vitesse aérodynamique correspond respectivement à un nombre de Mach ou à une vitesse conventionnelle.

20 Cette unité de traitement 50 comprend également une unité de calcul 53 pour affiner dans cette situation la vitesse aérodynamique estimée VAE déterminée par l'unité de calcul 40, en combinant la composante basse fréquence de la vitesse aérodynamique par pression VAP et la composante haute fréquence de la vitesse aérodynamique par incidence VAI.

25 Lorsque la vitesse aérodynamique dépasse le seuil prédéterminé, la vitesse aérodynamique par incidence est correcte pour sa dynamique mais peut présenter un biais important alors que la vitesse aérodynamique par pression a peu de biais mais une erreur peut apparaître pendant les transitoires du régime moteur. L'unité de traitement de données 50 permet ainsi au dispositif d'utiliser la composante 30 basse fréquence de la vitesse aérodynamique par pression et la composante haute fréquence de la vitesse aérodynamique par incidence en régime de croisière de manière à limiter les imprécisions précitées.

3029638 10 Comme représenté sur la figure 2, l'unité d'estimation 10 est configurée pour estimer la vitesse aérodynamique par incidence VAI de l'aéronef à partir de l'équation de la sustentation en utilisant les trois paramètres suivants : le facteur de charge vertical reçu par une liaison 11, l'incidence reçue par une liaison 12 et 5 la masse reçue par une liaison 13. Pour ce faire, l'unité d'estimation 10 utilise l'équation de sustentation suivante : n, mg = q S Cza (a-ao) dans laquelle : - nz est le facteur de charge vertical ; 10 - m est la masse de l'aéronef ; - g est égale à 9.81 m/s2 ; - S est la surface de référence ; - Cza est le Gradient (c'est à dire la dérivée par rapport à a) du coefficient aérodynamique de portance. C'est une caractéristique de l'aéronef (pour 15 une configuration aérodynamique donnée) ; - a° est l'incidence de portance nulle. C'est une caractéristique de l'aéronef (pour une configuration aérodynamique donnée) ; - a est l'incidence mesurée ; et - q est la pression dynamique, vérifiant les équations suivantes : 20 q = 0.7 Ps M2 (1) ou q =1/2 po VEAS2 (2), dans lesquelles : - Ps est la pression statique ; - M est le nombre de Mach ; - VEAS est la vitesse équivalente, très proche de la vitesse 25 conventionnelle ; - po est la densité de l'air au niveau de la mer (c'est une constante égale à 101325 Pa). La première équation (1) permettant de calculer q est valable quelle que soit l'altitude de l'aéronef. En l'insérant dans l'équation de sustentation, il est 30 possible de calculer le nombre de Mach. Il est ensuite possible d'en déduire la vitesse conventionnelle si nécessaire.

3029638 11 La deuxième équation (2) permettant de calculer q est une approximation valable à basse altitude. En l'insérant dans l'équation de sustentation, il est possible de calculer directement la vitesse conventionnelle. Il est ensuite possible d'en déduire le nombre de Mach si nécessaire.

5 L'unité d'estimation 10 estime la vitesse aérodynamique par incidence VAI de manière indépendante des sondes de Pitot. L'unité d'estimation 20A, 20B permet d'estimer la vitesse aérodynamique par pression VAP selon deux variantes illustrées respectivement sur les figures 5 et 6.

10 La figure 5 concerne la première variante, dans laquelle l'unité d'estimation 20A utilise au moins deux capteurs de pression statique dont l'un est positionné de sorte que la pression mesurée varie en fonction du nombre de Mach. Dans cette variante, l'unité d'estimation 20A comprend une première unité de mesure 2 configurée pour mesurer une première pression statique de l'air 15 ambiant au niveau d'une première zone de mesure de l'aéronef et une deuxième unité de mesure 3 configurée pour mesurer une deuxième pression de l'air ambiant, au niveau d'une deuxième zone de mesure de l'aéronef. La deuxième pression présente une valeur inférieure à la première pression statique. La première unité de mesure 2 mesure la première pression statique à l'aide d'au 20 moins une sonde de mesure de pression statique, et notamment de plusieurs sondes de mesure. De la même manière, la deuxième unité de mesure 3 mesure la deuxième pression à l'aide d'au moins une sonde de mesure de pression statique. L'unité d'estimation 20A comprend également une unité de calcul 5 25 configurée pour estimer le nombre de Mach à l'aide de l'expression suivante : 119 k4 -11.44c.2 - k2 - le paramètre k vérifiant l'expression k-Z(1- -) dans laquelle Z est un Ps paramètre dépendant de la position de la deuxième zone de mesure sur l'aéronef.

3029638 12 Les données recueillies par les première et deuxième unités de mesure 2 et 3 sont transmises à l'unité de calcul 5, respectivement, par l'intermédiaire de liaisons 4 et 6. On choisit des zones de mesure de la première pression statique et de la 5 deuxième pression, qui permettent d'obtenir une différence de valeurs entre la première pression statique et la deuxième pression. En effet, plus la différence entre la valeur de la première pression statique et la valeur de la deuxième pression est importante, meilleure est l'estimation du nombre de Mach de l'aéronef. A cet effet, on prévoit notamment de positionner la première unité de 10 mesure 2 à un endroit de l'aéronef où la pression statique ne dépend pas beaucoup du nombre de Mach et la deuxième unité de mesure 3 à un endroit de l'aéronef où la pression dépend au contraire beaucoup du nombre de Mach. Autrement dit, on choisit de positionner la première zone de mesure sur l'aéronef à une position moins perturbée par le flux d'air s'écoulant sur l'aéronef que ne l'est 15 la deuxième zone. L'unité d'estimation 20A estime le nombre de Mach de manière indépendante des sondes de Pitot. La figure 6 concerne la deuxième variante dans laquelle l'unité d'estimation 20B utilise au moins deux pressions issues des moteurs. Une pression statique nacelle et une pression total moteur sont 20 sélectionnées pour déterminer, respectivement à partir de la pression statique de l'air ambiant et de la pression totale, le nombre de Mach de l'aéronef. La pression statique nacelle est déterminée par une sonde située à l'intérieur d'une nacelle d'un moteur de l'aéronef. La détermination de la pression totale moteur peut faire intervenir, outre des mesures de pression statique nacelle, des mesures de 25 paramètres choisis parmi : - au moins une pression de sortie de compression ; - la vitesse de rotation d'au moins un attelage de compression/détente ; et - la température de l'air ambiant. Ainsi, dans cet exemple de réalisation, l'unité d'estimation 20B comprend 30 comme représenté sur la figure 6 : une unité 21 de mesure de la pression statique de l'aéronef, située par exemple à l'intérieur d'une nacelle d'un moteur de l'aéronef, une unité 24 de mesure de la vitesse de rotation d'une soufflante du 3029638 13 moteur et une unité 25 de mesure de la température de l'air. La deuxième unité d'estimation 20B comprend en outre une unité de traitement 26, reliée aux unités de mesures 21, 24 et 25 respectivement par des liaisons 27A, 27B et 27C. L'unité de traitement 26 est configurée pour estimer le nombre de Mach à l'aide de 5 paramètres précités et de moyens de modélisation d'un champ aérodynamique et/ou d'un cycle thermodynamique d'au moins un composant du moteur, notamment la soufflante. L'unité d'estimation 20B estime ainsi le nombre de Mach de manière indépendante des sondes de Pitot. Comme représenté sur la figure 7, le dispositif 1 peut comprendre : 10 - une unité de calcul 60 configurée pour déterminer un facteur de correction FC dépendant de la vitesse aérodynamique estimée et en particulier du nombre de Mach M estimé lorsque la vitesse aérodynamique estimée correspond au nombre de Mach estimé ; - une unité de mesure 70 configurée pour mesurer la pression statique à 15 l'intérieur d'une nacelle d'un moteur de l'aéronef, dite pression statique nacelle PSN ; et - une unité de calcul 80 configurée pour calculer une pression statique estimée PSE en multipliant la pression statique nacelle PSN par le facteur de correction FC.

20 Les valeurs du facteur de correction FC sont déterminées expérimentalement à partir de mesures effectuées pendant des essais en vol, dites mesures expérimentales MM. Il s'agit par exemple de la vitesse de rotation du moteur. En fonction de la valeur expérimentale MM, la courbe donnant la valeur du facteur de coefficient FC en fonction du nombre de Mach M n'est pas 25 identique. Quelques exemples de courbes 61 différentes sont représentées sur la figure 7, chacune d'entre elles correspondant à une valeur de mesure expérimentale particulière. Le dispositif 1 comprend en outre une unité de conversion 90 configurée pour convertir la pression statique estimé PSE en altitude estimée AE en utilisant 30 la formule internationale de nivellement barométrique. Le dispositif 1 permet ainsi d'estimer l'altitude en utilisant le nombre de Mach estimé ME, c'est-à-dire de 3029638 14 manière indépendante des sondes de Pitot et de manière précise sur l'ensemble du domaine de vol de l'aéronef. Par ailleurs, comme indiqué précédemment, la vitesse aérodynamique peut correspondre à un nombre de Mach ou à une vitesse conventionnelle. Le dispositif 5 1 peut également comprendre une unité de calcul non représentée pour convertir le nombre de Mach estimé en vitesse conventionnelle de l'aéronef lorsque la vitesse aérodynamique estimée VAE correspond à un nombre de Mach estimé ou, pour convertir la vitesse conventionnelle estimée en nombre de Mach lorsque la vitesse aérodynamique estimée VAE correspond à une vitesse conventionnelle.

10 La conversion du nombre de Mach estimé en vitesse conventionnelle ou de la vitesse conventionnelle estimée en nombre de Mach est réalisée de façon usuelle.

Claims

REVENDICATIONS1. Procédé d'estimation de la vitesse aérodynamique d'un aéronef, comprenant une étape mise en oeuvre de façon automatique et itérative, consistant à : A) effectuer une estimation de la vitesse aérodynamique de l'aéronef selon une première méthode d'estimation en utilisant une équation de sustentation, la vitesse aérodynamique estimée selon cette première méthode d'estimation étant appelée vitesse aérodynamique par incidence (VAI), caractérisé en ce que le procédé comprend les étapes suivantes, mises en oeuvre de façon automatique et itérative, consistant à : B) effectuer une estimation de la vitesse aérodynamique de l'aéronef selon une deuxième méthode d'estimation en utilisant au moins deux valeurs de pression issues d'au moins deux capteurs de pression statique agencés sur l'aéronef de telle façon que : - un premier desdits au moins deux capteurs est positionné de sorte que la pression mesurée par ce premier capteur varie en fonction du nombre de Mach de l'aéronef ; et - un deuxième desdits au moins deux capteurs est positionné de sorte que : - la pression mesurée par ce deuxième capteur ne varie pas en fonction du nombre de Mach de l'aéronef ; ou - la pression mesurée par ce deuxième capteur varie en fonction du nombre de Mach de l'aéronef d'une façon moindre que la pression mesurée par le premier capteur, la vitesse aérodynamique estimée selon cette deuxième méthode d'estimation étant appelé vitesse aérodynamique par pression (VAP), C) pondérer la vitesse aérodynamique par incidence (VAI) par un premier coefficient (31) et pondérer la vitesse aérodynamique par pression (VAP) par un deuxième coefficient (32), le premier coefficient (31) et le deuxième coefficient (32) dépendant de la valeur d'au moins un paramètre du domaine de vol de l'aéronef, 3029638 16 D) sommer la vitesse aérodynamique par incidence pondérée (VAIP) obtenu à l'étape C) et la vitesse aérodynamique par pression pondérée (VAPP) obtenu à l'étape C) de manière à obtenir une vitesse aérodynamique estimée (VAE) de l'aéronef. 5
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel les premier et deuxième coefficients (31, 32) varient entre 0 et 1 en fonction de la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef, la somme du premier coefficient (31) et du deuxième coefficient (32) étant toujours égale à 1, quelle que soit la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef. 10
3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, dans lequel le premier coefficient (31) est égal à 1 lorsque la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef est inférieure à un premier seuil prédéterminé (Si) et égal à 0 lorsque la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef est supérieure à un deuxième seuil prédéterminé (S2), le deuxième seuil (S2) étant supérieur au premier seuil 15 (51).
4. Procédé selon la revendication 3, dans lequel le premier coefficient (31) décroit entre les premier et deuxième seuils (51, S2).
5. Procédé selon la revendication 3, dans lequel les premier et deuxième seuils prédéterminés sont identiques. 20
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel on utilise au moins un paramètre d'altitude comme paramètre du domaine de vol de l'aéronef.
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel on utilise au moins un paramètre de vitesse comme paramètre du domaine 25 de vol de l'aéronef.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la valeur du paramètre du domaine de vol, utilisée à l'étape C) lors d'une itération courante est égale à la vitesse aérodynamique estimée (VAE) à l'étape D) lors d'une itération précédente, précédant directement l'itération courante. 30
9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, ledit procédé comprenant des étapes consistant, lorsque la valeur du paramètre du domaine de vol de l'aéronef est supérieur à un seuil prédéterminé, à : 3029638 17 - filtrer la vitesse aérodynamique par pression (VAP) et la vitesse aérodynamique par incidence (VAI) de manière à obtenir une composante basse fréquence de la vitesse aérodynamique par pression (VAP) et une composante haute fréquence de la vitesse aérodynamique par incidence (VAI) ; 5 - affiner à l'étape D), la vitesse aérodynamique estimée (VAE), en combinant la composante basse fréquence de la vitesse aérodynamique par pression (VAP) et la composante haute fréquence de la vitesse aérodynamique par incidence (VAI).
10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, ledit 10 procédé comprenant les étapes suivantes consistant à : - déterminer un facteur de correction (FC) dépendant de la vitesse aérodynamique estimée obtenu à l'étape D) ; - mesurer une pression statique à l'intérieur d'une nacelle d'un moteur de l'aéronef, dite pression statique nacelle (PSN) ; et 15 - calculer une pression statique estimée (PSE) en multipliant la pression statique nacelle (PSN) par le facteur de correction (FC).
11. Dispositif d'estimation de la vitesse aérodynamique d'un aéronef, ledit dispositif comprenant : - une première unité d'estimation (10) configurée pour estimer la vitesse 20 aérodynamique de l'aéronef selon une première méthode d'estimation utilisant une équation de sustentation, la vitesse aérodynamique estimée par la première unité d'estimation (10) étant appelé vitesse aérodynamique par incidence (VAI), caractérisé en ce que le dispositif (1) comprend de plus : - une deuxième unité d'estimation (20) configurée pour estimer la vitesse 25 aérodynamique de l'aéronef selon une deuxième méthode d'estimation utilisant au moins deux valeurs de pression issues d'au moins deux capteurs de pression statique de telle façon que : - un premier desdits au moins deux capteurs est positionné de sorte que la pression mesurée par ce premier capteur varie en fonction du 30 nombre de Mach de l'aéronef ; et - un deuxième desdits au moins deux capteurs est positionné de sorte que : 302 963 8 18 - la pression mesurée par ce deuxième capteur ne varie pas en fonction du nombre de Mach de l'aéronef ; ou - la pression mesurée par ce deuxième capteur varie en fonction du nombre de Mach de l'aéronef d'une façon moindre que la pression mesurée par le premier 5 capteur, la vitesse aérodynamique estimée par cette deuxième unité d'estimation (20) étant appelée vitesse aérodynamique par pression (VAP) ; - une unité de pondération (30) configurée pour pondérer la vitesse aérodynamique par incidence (VAI) par un premier coefficient (31) et pour 10 pondérer la vitesse aérodynamique par pression (VAP) par un deuxième coefficient (32), le premier coefficient (31) et le deuxième coefficient (32) dépendant de la valeur d'au moins un paramètre du domaine de vol de l'aéronef ; et - une unité de calcul (40) configurée pour sommer la vitesse 15 aérodynamique par incidence pondérée (VAIP) et la vitesse aérodynamique par pression pondérée (VAPP) de manière à obtenir une vitesse aérodynamique estimée (VAE) de l'aéronef.
12. Dispositif d'estimation selon la revendication 11, ledit dispositif (1) comprenant : 20 - une unité de calcul (60) configurée pour déterminer un facteur de correction (FC) dépendant de la vitesse aérodynamique estimée (VAE) ; - une unité de mesure (70) configurée pour mesurer la pression statique à l'intérieur d'une nacelle d'un moteur de l'aéronef, dite pression statique nacelle (PSN) ; et 25 - une unité de calcul (80) configurée pour calculer une pression statique estimée (PSE) en multipliant la pression statique nacelle (PSN) par le facteur de correction (FC).
13. Aéronef comprenant un dispositif (1) selon l'une des revendications 11 et 12.