FR3037413A1 - Dispositif electronique et procede d'aide au pilotage d'un aeronef, avec calcul et affichage d'au moins une marge en roulis, produit programme d'ordinateur associe - Google Patents
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Abstract
Ce dispositif électronique (14) d'aide au pilotage d'un aéronef (10) comprend : - un module d'acquisition (40) configuré pour acquérir une valeur courante de l'angle de roulis de l'aéronef, - un module de calcul (42) configuré pour calculer une limite d'angle de roulis correspondant à un début de décrochage de l'aéronef, et - un module d'affichage (44), configuré pour afficher sur un écran (34) un premier symbole indiquant une orientation courante de l'aéronef. Le module de calcul (42) est configuré pour calculer au moins une marge en roulis, chaque marge en roulis dépendant d'une limite d'angle de roulis correspondante et de la valeur courante de l'angle de roulis, et le module d'affichage (44) est configuré, lorsqu'une condition d'affichage est vérifiée, pour afficher sur l'écran au moins un deuxième symbole positionné par rapport au premier symbole, l'écart entre chaque deuxième symbole et le premier symbole représentant une marge en roulis.
Description
1 Dispositif électronique et procédé d'aide au pilotage d'un aéronef, avec calcul et affichage d'au moins une marge en roulis, produit programme d'ordinateur associé La présente invention concerne un dispositif électronique d'aide au pilotage d'un aéronef, le dispositif comprenant un module d'acquisition configuré pour acquérir une valeur courante de l'angle de roulis de l'aéronef, un module de calcul configuré pour calculer au moins une limite d'angle de roulis correspondant à un début de décrochage de l'aéronef, et un module d'affichage configuré pour afficher sur un écran un premier symbole indiquant une orientation courante de l'aéronef.
L'invention concerne également un procédé d'aide au pilotage d'un aéronef, le procédé étant mis en oeuvre par un dispositif électronique. L'invention concerne également un programme d'ordinateur, également appelé produit programme d'ordinateur, comportant des instructions logicielles qui, lorsqu'elles sont mises en oeuvre par un ordinateur, mettent en oeuvre un tel procédé.
L'invention s'applique au domaine de l'avionique, et plus particulièrement à celui des systèmes d'aide au pilotage par rapport à un risque de décrochage de l'aéronef. On entend par « aéronef », un engin mobile piloté par au moins un pilote, et apte à voler notamment dans l'atmosphère terrestre, tel qu'un avion, un drone ou un hélicoptère. On entend par « pilote », une personne pilotant l'aéronef à partir d'un poste de pilotage situé dans l'aéronef ou à distance de celui-ci. Le pilote à travers ses actions de pilotage agit sur l'assiette et le roulis, il est donc important qu'il puisse avoir conscience des marges de manoeuvres vis-à-vis du décrochage de l'aéronef. On connaît du document US 8,442,701 B2 un dispositif électronique et un procédé du type précité. Ce document décrit un procédé de gestion de vol comprenant, en réponse à une manoeuvre verticale de l'aéronef, l'identification d'une limite d'angle de roulis en utilisant un facteur de charge sélectionné pour autoriser une capacité de manoeuvre verticale de l'aéronef, et la réalisation de la manoeuvre verticale de l'aéronef en utilisant ladite limite d'angle de roulis. L'utilisation de cette limite d'angle de roulis vise à éviter un décrochage de l'aéronef, notamment durant une manoeuvre latérale à faible vitesse. Toutefois, un tel procédé de gestion de vol ne fournit pas une aide satisfaisante pour le pilote, la limite d'angle de roulis étant directement prise en compte par le système de gestion de vol pour effectuer la manoeuvre de l'aéronef.
3037413 2 La présente invention a pour but de proposer un dispositif électronique et un procédé d'aide au pilotage d'un aéronef permettant au pilote de mieux anticiper un risque de décrochage de l'aéronef, tout en diminuant la charge cognitive demandée au pilote, et d'améliorer alors la sécurité du vol.
5 À cet effet, l'invention a pour objet un dispositif électronique d'aide au pilotage d'un aéronef, le dispositif comprenant : - un module d'acquisition configuré pour acquérir une valeur courante de l'angle de roulis de l'aéronef, - un module de calcul configuré pour calculer au moins une limite d'angle de roulis 10 correspondant à un début de décrochage de l'aéronef, et - un module d'affichage configuré pour afficher sur un écran un premier symbole indiquant une orientation courante de l'aéronef, dans lequel le module de calcul est en outre configuré pour calculer au moins une marge en roulis, chaque marge en roulis dépendant d'une limite d'angle de roulis 15 correspondante et de la valeur courante de l'angle de roulis, et dans lequel le module d'affichage est en outre configuré, lorsqu'une condition d'affichage est vérifiée, pour afficher sur l'écran au moins un deuxième symbole positionné par rapport au premier symbole, l'écart entre chaque deuxième symbole et le premier symbole représentant une marge en roulis respective.
20 Suivant d'autres aspects avantageux de l'invention, le dispositif électronique d'aide au pilotage comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - au moins une marge en roulis est égale à la différence entre une limite d'angle de roulis correspondante et la valeur courante de l'angle de roulis ; 25 - chaque marge en roulis est fonction d'une valeur caractéristique d'angle d'incidence, la valeur caractéristique d'angle d'incidence étant de préférence une limite d'angle d'incidence correspondant à un début de décrochage de l'aéronef ; - la limite d'angle de roulis est fonction d'une valeur courante de l'angle 30 d'incidence de l'aéronef, de la valeur courante de l'angle de roulis de l'aéronef et d'une limite d'angle d'incidence correspondant à un début de décrochage de l'aéronef ; - la limite d'angle de roulis vérifie l'équation suivante : (oeh. ceo ) où (1). représente la valeur courante de l'angle de roulis, 35 a représente la valeur courante de l'angle d'incidence, Oh. = arccos cos(0) x (a -a') 3037413 3 gui, représente la limite d'angle d'incidence, et ao représente un angle d'incidence de portance nulle, propre à l'aéronef ; - la valeur courante de l'angle d'incidence est calculée en fonction d'une valeur mesurée de l'angle d'incidence et d'une estimation de la dérivée temporelle de l'angle 5 d'incidence ; - l'estimation de la dérivée temporelle de l'angle d'incidence vérifie l'équation suivante : g &=q+-x(sinexsina+cosOxcos0xcosa-n xsincr-nzxcosa) V où q représente le taux de tangage, 10 g est l'accélération de la pesanteur, V représente la vitesse aérodynamique de l'aéronef, 0 représente l'assiette de l'aéronef, (t). représente la valeur courante de l'angle de roulis, a représente la valeur courante de l'angle d'incidence, 15 n. représente la composante longitudinale du facteur de charge, et nz représente la composante verticale du facteur de charge ; - la limite d'angle de roulis est fonction d'une pression cinétique appliquée à l'aéronef, d'un gradient de portance propre à l'aéronef et d'une limite d'angle d'incidence correspondant à un début de décrochage de l'aéronef ; 20 - la limite d'angle de roulis vérifie l'équation suivante : [ 2 m x g 1 01,m= arccos x p - V2 X s>< cza, (oehn, - ao ) où (pV2)/2 représente la pression cinétique appliquée à l'aéronef, S représente une surface de référence de l'aéronef, Cza représente le gradient de portance, propre à l'aéronef, 25 m représente la masse de l'aéronef, g est l'accélération de la pesanteur, ahm représente la limite d'angle d'incidence, et ao représente un angle d'incidence de portance nulle, propre à l'aéronef ; - le module de calcul est en outre configuré pour calculer plusieurs marges en roulis ; 30 - le module de calcul est en outre configuré pour calculer plusieurs limites d'angle de roulis ; - le premier symbole indiquant une orientation courante de l'aéronef est choisi parmi un symbole vecteur vitesse de l'aéronef et une ligne d'horizon artificiel ; et 3037413 4 - la condition d'affichage est vérifiée notamment lorsque la valeur absolue de la valeur courante de l'angle de roulis est supérieure à un seuil prédéfini, et le module d'affichage est alors configuré pour afficher automatiquement sur l'écran chaque deuxième symbole.
5 L'invention a également pour objet un procédé d'aide au pilotage d'un aéronef, le procédé étant mis en oeuvre par un dispositif électronique et comprenant les étapes suivantes : - acquérir une valeur courante de l'angle de roulis de l'aéronef, - calculer au moins une limite d'angle de roulis correspondant à un début de 10 décrochage de l'aéronef, et - afficher sur un écran un premier symbole indiquant une orientation courante de l'aéronef, dans lequel le procédé comprend en outre les étapes suivantes : - calculer au moins une marge en roulis, chaque marge en roulis dépendant d'une 15 limite d'angle de roulis correspondante et de la valeur courante de l'angle de roulis, et - lorsqu'une condition d'affichage est vérifiée, afficher sur l'écran au moins un deuxième symbole positionné par rapport au premier symbole, l'écart entre chaque deuxième symbole et le premier symbole représentant une marge en roulis respective. L'invention a également pour objet un programme d'ordinateur comportant des 20 instructions logicielles qui, lorsque mises en oeuvre par un équipement informatique, mettent en oeuvre un procédé tel que défini ci-dessus. Ces caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple non limitatif, et faite en 25 référence aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique d'un aéronef comportant un dispositif électronique selon l'invention d'aide au pilotage de l'aéronef ; - la figure 2 est un organigramme d'un procédé d'aide au pilotage de l'aéronef, mis en oeuvre par le dispositif électronique de la figure 1 ; 30 - les figures 3 à 6 sont des vues schématiques illustrant, pour différentes configurations de l'aéronef, l'affichage d'un premier symbole indiquant une orientation courante de l'aéronef et de deuxièmes symboles positionnés par rapport au premier symbole, l'écart entre chaque deuxième symbole et le premier symbole représentant une marge en roulis respective, selon un premier exemple de représentation des deuxièmes 35 symboles ; 3037413 5 - les figures 7 à 10 sont des vues analogues à celles des figures 3 à 6, selon un deuxième exemple de représentation des deuxièmes symboles ; - les figures 11 à 14 sont des vues analogues à celles des figures 3 à 6, selon un troisième exemple de représentation des deuxièmes symboles ; 5 - les figures 15 et 16 sont des vues analogues à celles des figures 3 et 4, selon un quatrième exemple de représentation des deuxièmes symboles ; et - les figures 17 et 18 sont des vues analogues à celles des figures 3 et 4, selon un cinquième exemple de représentation des deuxièmes symboles.
10 Dans l'exemple de réalisation de la figure 1, l'aéronef 10 est un avion de ligne apte à être piloté par au moins un pilote. Le pilotage de l'aéronef 10 comporte différentes phases de vol, comme par exemple les phases de décollage, de montée, de descente ou encore d'atterrissage. Selon d'autres exemples de réalisation, l'aéronef 10 est un avion d'un autre type, 15 comme par exemple un avion d'affaire ou un avion militaire, ou encore un hélicoptère. Selon encore un autre exemple de réalisation, l'aéronef 10 est un drone piloté à distance par un pilote à partir d'un poste de pilotage distant de l'aéronef. On entend généralement par « domaine de vol » d'un aéronef, un ensemble de limitations/conditions applicables à l'aéronef 10 lui garantissant un fonctionnement en 20 sécurité. Classiquement, il s'agit de conditions sur le facteur de charge, le roulis, l'incidence ou encore la vitesse de l'aéronef 10. On entend par « décrochage » une perte, généralement brusque, de la portance d'une structure portante de l'aéronef 10, telle qu'une aile, l'ensemble des ailes, un empennage de l'aéronef, ou encore une ou plusieurs pâles de rotor dans le cas d'un 25 hélicoptère. En cas de décrochage, l'aéronef 10 qui n'est plus suffisamment sustenté (en partie ou totalement) devient généralement incontrôlable et perd très rapidement de l'altitude. Dans la suite de la description, la notation a représente l'angle d'incidence de l'aéronef 10, communément appelé incidence.
30 L'incidence a est un paramètre critique pour le pilotage de l'aéronef 10, et plus particulièrement une marge en incidence Aa vis-à-vis d'une incidence de décrochage. L'incidence de décrochage est un paramètre propre à l'aéronef 10. L'incidence de décrochage varie par exemple en fonction de conditions liées à l'aéronef, telle que sa configuration (bec/volets/trains), l'état de ses systèmes (moteur, antigivrage, vitesse, 35 masse, etc.) et de conditions extérieures, par exemple la formation de givre sur tout ou une partie des surfaces portantes.
3037413 6 Diverses causes sont susceptibles d'engendrer une réduction de la marge en incidence Act vis-à-vis du décrochage, comme par exemple une variation des conditions aérologiques (vent, turbulence), une variation du facteur de charge de l'aéronef, ou encore une variation du roulis cP de l'aéronef.
5 Dans la suite de la description, la notation cP représente l'angle de roulis de l'aéronef 10, communément appelé roulis. L'aéronef 10 comprend un dispositif électronique 14 d'aide au pilotage, un système de guidage 16 et un ensemble de capteurs 18 adaptés pour mesurer différentes grandeurs associées à l'aéronef.
10 Le dispositif électronique d'aide au pilotage 14 est propre à fournir une aide au pilote de l'aéronef 10 lors du pilotage de celui-ci, notamment via l'affichage d'informations pertinentes relatives au vol de l'aéronef, en particulier d'informations permettant d'alerter le pilote quant à un risque de décrochage de l'aéronef 10. En complément facultatif, le dispositif électronique d'aide au pilotage 14 est 15 également propre à transmettre au système de guidage 16 lesdites informations pertinentes, notamment une limite d'angle de roulis (Pin et une marge en roulis AcPg, 3.(1)d, pour leur prise en compte par le système de guidage 16. Le dispositif électronique d'aide au pilotage 14 est par exemple un calculateur embarqué comportant par exemple une mémoire 30 et un processeur 32 associé à la 20 mémoire 30. En complément facultatif, le dispositif électronique d'aide au pilotage 14 comporte en outre un écran d'affichage 34. En variante, non représentée, l'écran d'affichage associé au dispositif d'aide au pilotage 14 est un écran distant, qui n'est pas intégré dans le dispositif d'aide au pilotage 14, l'écran d'affichage étant alors par exemple l'écran d'un 25 autre équipement ou système avionique de l'aéronef 10. Le système de guidage 16 est, par exemple, un dispositif de pilotage automatique, également noté AFCS (de l'anglais Auto-Flight Control System), également appelé pilote automatique et noté PA ou AP (de l'anglais Automatic Plot), ou encore un système de gestion du vol de l'aéronef, également noté FMS (de l'anglais Flight Management 30 System). En complément, le système de guidage est un dispositif d'auto-poussée, non représenté, également appelé auto-manette. Le dispositif de pilotage automatique et/ou le dispositif d'auto-poussée sont connus en soi, et permettent d'agir sur la trajectoire de l'aéronef. Le système de gestion du vol est connu en soi, et est adapté pour gérer un plan de vol de l'aéronef 10, depuis son décollage jusqu'à son atterrissage.
35 L'ensemble de capteurs 18 est configuré pour mesurer notamment des grandeurs associées au déplacement de l'aéronef 10, et pour transmettre les valeurs mesurées 3037413 7 desdites grandeurs notamment au dispositif d'aide au pilotage 14 et/ou au système de guidage 16. Les capteurs 18 sont notamment adaptés pour fournir des informations relatives au positionnement de l'aéronef 10, telles que des attitudes, notamment l'angle d'incidence 5 a et l'angle de roulis (1), des accélérations, une vitesse sol, une vitesse air, une route, une altitude, une latitude, une longitude, et/ou relatives à l'environnement de l'aéronef 10, de préférence relatives à l'atmosphère dans laquelle évolue l'aéronef 10, par exemple une pression ou encore une température. La mémoire 30 est apte à stocker un logiciel 40 d'acquisition d'une valeur courante 10 de l'angle de roulis cl) de l'aéronef et un logiciel 42 de calcul d'au moins une limite d'angle de roulis cl),,,' correspondant à un début de décrochage de l'aéronef 10 et d'au moins une marge en roulis AC1)g, 3.0d. La mémoire 30 est également apte à stocker un logiciel 44 d'affichage sur l'écran 34 d'un premier symbole indiquant une orientation courante de l'aéronef, tel qu'un 15 symbole vecteur vitesse 50 ou une ligne d'horizon artificiel 60 ou une maquette avion, et en outre, lorsqu'une condition d'affichage est vérifiée, d'au moins un deuxième symbole 52A, 52B positionné par rapport au premier symbole 50, 60, l'écart entre chaque deuxième symbole 52A, 52B et le premier symbole 50, 60 représentant une marge en roulis respective 3^09, Aeed- 20 En complément facultatif, la mémoire 30 est apte à stocker un logiciel 46 de transmission au système de guidage 16 de la limite d'angle de roulis Oh, et de la marge en roulis 3.1) Acl) g, d. Le processeur 32 est configuré pour exécuter chacun des logiciels 40, 42, 44, 46. Lorsqu'exécutés par le processeur 32, le logiciel d'acquisition 40, le logiciel de 25 calcul 42, le logiciel d'affichage 44, et en complément facultatif le logiciel de transmission 46, forment respectivement un module d'acquisition configuré pour acquérir la valeur courante de l'angle de roulis CD, un module de calcul configuré pour calculer chaque limite d'angle de roulis Ohm et chaque marge en roulis Al)g, Mrid, un module d'affichage configuré pour afficher sur l'écran 34 le premier symbole 50, 60 et en outre, lorsque la 30 condition d'affichage est vérifiée, chaque deuxième symbole 52A, 52B, et en complément facultatif un module de transmission au système de guidage 16 de la limite d'angle de roulis 0Iim et de la marge en roulis A(Pg, 3.1)d calculées. En variante, le module d'acquisition 40, le module de calcul 42 et le module d'affichage 44 sont réalisés sous forme de composants logiques programmables, tel 35 qu'un ou plusieurs FPGA (de l'anglais Field-Programmable Gate Array), ou encore sous 3037413 8 forme de circuits intégrés dédiés, de type ASIC (de l'anglais Application-Specific Integrated Circuit). Le module d'acquisition 40 est configuré pour acquérir la valeur courante de l'angle de roulis 41) de l'aéronef 10, cette valeur courante étant par exemple fournie par 5 l'ensemble de capteurs 18. En complément facultatif, le module d'acquisition 40 est configuré pour acquérir en outre la valeur courante de l'angle d'incidence a de l'aéronef 10, une limite d'angle d'incidence QIjm, et un angle prédéfini d'incidence de portance nulle ao, et pour les transmettre au module de calcul 42, en vue du calcul de la ou chaque limite d'angle de 10 roulis 01,m. En variante ou en complément facultatif, le module d'acquisition 40 est configuré pour acquérir en outre une pression cinétique appliquée à l'aéronef 10, notée (pV2)/2, un gradient de portance Cza propre à l'aéronef 10 et la limite d'angle d'incidence ahm, et pour les transmettre au module de calcul 42, en vue du calcul de la ou chaque limite d'angle de 15 roulis Le module de calcul 42 est configuré pour calculer au moins une limite d'angle de roulis clm correspondant à un début de décrochage de l'aéronef 10, et est en outre configuré pour calculer au moins une marge en roulis Mreg, AcPd, chaque marge en roulis A(Pg, A(Pd dépendant de la limite d'angle de roulis cP,m correspondante et de la valeur 20 courante de l'angle de roulis cP. Chaque marge en roulis AcPg, AcPd est fonction d'une valeur caractéristique d'angle d'incidence, ladite valeur caractéristique d'angle d'incidence étant de préférence la limite d'angle d'incidence ahm correspondant à un début de décrochage de l'aéronef. En complément facultatif, le module de calcul 42 est en outre configuré pour 25 calculer plusieurs marges en roulis, à savoir une marge à gauche en roulis AcPg et une marge à droite en roulis Acl)d. Comme indiqué précédemment, l'angle d'incidence a est une donnée connue en soi. Classiquement, l'angle d'incidence a est une mesure disponible à bord de l'aéronef 10, celle-ci étant par exemple fournie l'ensemble de capteurs 18.
30 Classiquement, différentes limites d'angle d'incidence sont calculées par des systèmes d'alertes, non représentés, embarqués à bord de l'aéronef 10, comme par exemple : - un angle d'incidence maximale autorisée amax, fourni par un système de protection ou d'alerte, non représenté, tel qu'un système de commandes de vol ou un 35 système d'alerte ou protection de décrochage (de l'anglais Stall Waming System, tel qu'un Stick Shaker/ Pusher); 3037413 9 - un angle d'incidence OEprot de déclenchement du système de protection concerné ; - un angle d'incidence asw de déclenchement d'alertes ; et - un angle d'incidence a - stall de décrochage de l'aéronef 10. Dans la suite de la description, la limite d'angle d'incidence sera notée alim, celle-ci 5 étant de préférence choisie parmi la liste précitée de valeurs limites d'angle d'incidence OErnax, OEprot, OESW, OEstaii, optionnellement avec une marge supplémentaire ou en combinant deux valeurs limites d'angle d'incidence de la liste précitée. La limite d'angle d'incidence ahm, est de préférence choisie égale à l'angle d'incidence maximale autorisée am'. Préférentiellement, la limite d'angle d'incidence alin, utilisée éventuellement pour 10 calculer la limite d'angle de roulis Ohm sera la même que celle pour l'affichage éventuel de la marge en incidence Aa vis-à-vis de l'incidence limite. L'aéronef 10 vérifie par exemple l'équation suivante de sustentation en mécanique du vol: nzxmxg=-1p-V2 xSxCx(oe-a0)-Fz 2 (1) 15 où n, représente la composante suivant l'axe vertical de l'aéronef (avec la convention axe z orienté vers le haut) du facteur de charge, avec en vol équilibré n, =1 m est la masse de l'aéronef et g est l'accélération de la pesanteur, (pV2)/2 représente la pression cinétique appliquée à l'aéronef 10, avec p la masse volumique de l'air et V la vitesse aérodynamique de l'aéronef 10, 20 S représente une surface de référence de l'aéronef 10, Cz, représente le gradient de portance (Cza positif par convention), propre à l'aéronef 10, a représente la valeur courante de l'angle d'incidence, F, représente la composante suivant l'axe vertical de l'aéronef (avec la convention 25 axe z orienté vers le bas) de la force de propulsion et ao représente un angle d'incidence de portance nulle, propre à l'aéronef 10. Selon une première variante de réalisation, la limite d'angle de roulis (1),,, est fonction d'une valeur courante de l'angle d'incidence a de l'aéronef, de la valeur courante 30 de l'angle de roulis (1) de l'aéronef et de la limite d'angle d'incidence ah,. En particulier, il est considéré qu'en virage équilibré, la composante verticale du facteur de charge vérifie : n =cos(0) (2) z cos(0) 3037413 10 avec (1) la valeur courante de l'angle de roulis et 0 la valeur courante de l'angle d'assiette. A partir des équations (1) et (2), en considérant 0 faible et en négligeant Fz (hypothèse courante) on obtient alors l'équation suivante : 5 1 ., 1 x 1 p -V2XSXCzaX(oe - ceo) (3) cos(0) m x g 2 En considérant alors les valeurs limites à partir de l'équation (3), on obtient alors l'équation suivante : 11 = x 1 p -y2 xSxCza,x(ahm- ao) (4) COS(Ohm) m x g 2 L'équation suivante est ensuite obtenue en combinant les équations (3) et (4) : cos(Ohm ) _ (a- a0) 10 - (5) cos(0) (a ho, La limite d'angle de roulis cPlin, vérifie alors, par exemple, l'équation suivante : [ çbhm = arccos cos(0)x f («- oto ) 1 (6) c'ehri, - Deo )..J où (I) représente la valeur courante de l'angle de roulis, a représente la valeur courante de l'angle d'incidence, 15 am, représente la limite d'angle d'incidence, et ao représente l'angle d'incidence de portance nulle, propre à l'aéronef 10. Selon cette première variante de réalisation, le module de calcul 42 est alors, par exemple, configuré pour calculer la limite d'angle de roulis cDum selon l'équation (6) à partir de la valeur courante de l'angle d'incidence a de l'aéronef, de la valeur courante de 20 l'angle de roulis (1) de l'aéronef, de la limite d'angle d'incidence ami, et de l'angle prédéfini d'incidence de portance nulle ao- En complément, la valeur courante de l'angle d'incidence a est calculée en fonction d'une ou plusieurs valeurs mesurées de l'angle d'incidence et d'une estimation de la dérivée temporelle de l'angle d'incidence. La valeur courante de l'angle d'incidence 25 est alors notée ahyb, correspondant à une hybridation d'une valeur mesurée de l'angle d'incidence et d'une estimation de la dérivée temporelle de l'angle d'incidence. La valeur hybridée de l'angle d'incidence ahyb vérifie alors, par exemple, l'équation suivante : 1 1 xr cc (7) K-a+c x(K-a+s-a)=. a hvb K + s K + s dt j 30 où K est un gain, par exemple égal à 1, et 3037413 11 s est la variable de Laplace. Pour calculer une estimation de la dérivée temporelle d/dt(a) de l'angle d'incidence, également notée ci', les équations suivantes d"équilibre de forces sur l'axe longitudinal et vertical de l'aéronef sont, par exemple, utilisées : . cos a - cos fi -V - (sin a - cos /3 - à + cos a sin )6 :6) + v - (q sin a - cos fl - r - sin fi)] 5 1(8) =-m- g - sin - -p-V2xSxCx+Fx 2 m k - sin a cos /3 + V - (cos a - cos fi - sin a - sin fi - A) + V (p - sin fi - q cos« cos fi)] (9) -=m-g-V2-cos0--1p-V2 xSxCz +F. 2 où a représente la valeur courante de l'angle d'incidence, F3 représente la valeur courante de l'angle de dérapage, 0 représente l'assiette de l'aéronef 10, 10 p, q, r représentent respectivement le taux de roulis, le taux de tangage, et le taux de lacet. Cx, Cz représentent respectivement le coefficient de tramée et de portance dans le repère de l'aéronef (positif par convention), Fx, F., représentent respectivement la composante longitudinale et la composante 15 verticale suivant les axes aéronef de la force de propulsion (z vers le bas et x vers l'avant). En faisant en outre l'hypothèse d'un dérapage nul constant ([3 = d\dt([3) = 0), d'une vitesse air constante, on obtient l'équation suivante : (sin ex sin a + cos 0 x cos Ø x cos a à= q+ sin a r 1 p V2 xSxC + x+Fx 1 p V2xSxCz+F2 cos ce ( (10) V m- g 2 m- g 2 ), 20 Par ailleurs, les composantes longitudinale nx et verticale nz du facteur de charge vérifient, par définition, les équations suivantes : 1 nx -m- g =-- p-V2 xSxCx+F,, (11) 2 nz -m- g =-1p-V2xSxCz-Fz 2 (12) L'estimation de la dérivée temporelle de l'angle d'incidence à vérifie alors, par 25 exemple, l'équation suivante : = q+lx(sinOxsina+ cos Ox cos0x cos a- x sin a- nz x cos a) (13) V où q représente le taux de tangage, 3037413 12 g est l'accélération de la pesanteur, V représente la vitesse aérodynamique de l'aéronef 10, e représente l'assiette de l'aéronef 10, (1) représente la valeur courante de l'angle de roulis, 5 a représente la valeur courante de l'angle d'incidence, nx représente la composante longitudinale du facteur de charge, et n, représente la composante verticale du facteur de charge. Selon ce complément, le module de calcul 42 est alors, par exemple, configuré pour calculer la limite d'angle de roulis 01,,, selon l'équation (6) en utilisant la valeur 10 hybridée de l'angle d'incidence anyb, calculée à l'aide des équations (7) et (13), à la place de la valeur courante de l'angle d'incidence a. Selon une deuxième variante de réalisation, la limite d'angle de roulis Iim est fonction d'une pression cinétique appliquée à l'aéronef, d'un gradient de portance Cza 15 propre à l'aéronef et de la limite d'angle d'incidence ah,. La limite d'angle de roulis Iim vérifie alors, par exemple, l'équation suivante, obtenue à partir de l'équation (4) : 2 m x g Ohm = arccos (14) p -v2 x xSxC' - où (pV2)/2 représente la pression cinétique appliquée à l'aéronef, 20 S représente une surface de référence de l'aéronef, Czd représente le gradient de portance, propre à l'aéronef, m représente la masse de l'aéronef, g est l'accélération de la pesanteur, ahm représente la limite d'angle d'incidence, et ao représente un angle d'incidence de portance nulle, propre à l'aéronef.
25 Selon cette deuxième variante de réalisation, le module de calcul 42 est alors, par exemple, configuré pour calculer la limite d'angle de roulis Ohm selon l'équation (14) à partir de la pression cinétique appliquée à l'aéronef 10, du gradient de portance Cza propre à l'aéronef et de la limite d'angle d'incidence ah,.
30 A partir de la limite d'angle de roulis cPlim calculée, par exemple, selon l'une des variantes de réalisation décrites précédemment, le module de calcul 42 est configuré pour la marge à gauche en roulis 3.09 correspondant à une diminution de l'angle de roulis et la marge à droite en roulis AcPd correspondant à une augmentation de l'angle de roulis.
3037413 13 La marge à gauche en roulis Ael)g et la marge à droite en roulis Acl)d vérifient respectivement les équations suivantes : A0d = 0h. 0 (15) A0g Ohni + 0 (16) 5 avec cPii,' 11) représentant la limite d'angle de roulis calculée, et respectivement la valeur courante de l'angle de roulis. En complément facultatif, le module de calcul 42 est en outre configuré pour filtrer chaque marge en roulis calculée Acl)g, Acl)d, par exemple à l'aide d'un filtre passe-bas du premier ordre avec une constante de temps de l'ordre de 100 ms.
10 La valeur courante de l'angle de roulis cl) est une valeur algébrique, avec la convention selon laquelle cette valeur est positive lorsque l'aéronef 10 effectue une rotation sur la droite autour de son axe longitudinal et par rapport à son sens d'avancement, et négative lorsque l'aéronef 10 effectue une rotation sur la gauche. La limite d'angle de roulis Iim est une valeur positive, et l'homme du métier 15 comprendra alors qu'au moins une marge en roulis AcPg, AcPd est égale à la différence entre la limite d'angle de roulis Ohm et la valeur absolue de l'angle de roulis cl), cette marge étant la marge à droite en roulis Acl)d lorsque la valeur courante de l'angle de roulis cl) est positive, ou la gauche en roulis AcPg lorsque la valeur courante de l'angle de roulis cl) est négative.
20 En complément facultatif, le module de calcul 42 est configuré pour calculer, parmi la marge à gauche en roulis Acl)g et la marge à droite en roulis Ad, seulement celle qui est égale à la différence entre la limite d'angle de roulis 0Ijm et la valeur absolue de l'angle de roulis O. Le module d'affichage 44 est configuré pour afficher, sur l'écran 34, le premier 25 symbole 50, 60 indiquant une orientation courante de l'aéronef 10, et est en outre configuré, lorsque la condition d'affichage est vérifiée, pour afficher sur l'écran 34 au moins un deuxième symbole 52A, 52B positionné par rapport au premier symbole 50, 60, l'écart entre chaque deuxième symbole 52A, 52B et le premier symbole 50, 60 représentant une marge en roulis respective Acl)g, Ad.
30 La condition d'affichage est vérifiée notamment lorsque la valeur absolue de la valeur courante de l'angle de roulis cl) est supérieure à un seuil prédéfini. Le seuil prédéfini présente, par exemple, une valeur comprise entre 40° et 50°, de préférence égale à 45°. Lorsque la condition d'affichage est vérifiée, le module d'affichage 44 est alors configuré pour afficher automatiquement sur l'écran 34 chaque deuxième symbole 35 52A, 52B.
3037413 14 Le module d'affichage 44 est, par exemple, configuré pour afficher un seul deuxième symbole 52A, 52B correspondant à la marge en roulis minimale parmi la marge à gauche en roulis A09 et la marge à droite en roulis Acta, c'est-à-dire la marge en roulis égale à la différence entre la limite d'angle de roulis 01,,, et la valeur absolue de l'angle de 5 roulis 0. Le module d'affichage 44 est alors configuré pour afficher soit un deuxième symbole 52A associé à la marge à droite en roulis Ad, soit un deuxième symbole 52A associé à la marge à gauche en roulis A. En variante, le module d'affichage 44 est configuré pour afficher deux deuxièmes symboles 52A, 52B, à savoir le deuxième symbole 52A associé à la marge à droite en 10 roulis Ad et le deuxième symbole 52A associé à la marge à gauche en roulis A09, chacun étant positionné par rapport au premier symbole 50, 60 correspondant. En complément facultatif, le module d'affichage 44 est configuré pour afficher un troisième symbole 54 positionné par rapport au premier symbole formé par le symbole vecteur vitesse 50, l'écart entre le troisième symbole 54 et le premier symbole 50 15 représentant la marge en incidence Au. Le troisième symbole 54 est de préférence relié à chaque deuxième symbole 52A, 52B affiché. Le fonctionnement du dispositif électronique d'aide au pilotage 14 selon l'invention va être à présent décrit à l'aide de la figure 2 représentant un organigramme du procédé 20 d'aide au pilotage selon l'invention. Lors d'une étape initiale 100, effectuée de manière régulière, le module d'acquisition 40 acquiert la valeur courante de l'angle de roulis 0 de l'aéronef 10, et le module de calcul 42 calcule la limite d'angle de roulis 011m correspondant à un début de décrochage de l'aéronef, par exemple, selon l'une des variantes de réalisation décrites 25 précédemment. En complément facultatif, le module d'acquisition 40 acquiert en outre la valeur courante de l'angle d'incidence a de l'aéronef 10, la limite d'angle d'incidence ahm, et l'angle prédéfini d'incidence de portance nulle ao, et les transmet au module de calcul 42, pour le calcul de la limite d'angle de roulis 01,,,.
30 En variante, le module d'acquisition 40 acquiert en outre la pression cinétique (pV2)/2 appliquée à l'aéronef, le gradient de portance Cza propre à l'aéronef et la limite d'angle d'incidence ahm, et les transmet au module de calcul 42, pour le calcul de la limite d'angle de roulis Le module de calcul 42 calcule ensuite, au cours de l'étape 110, au moins une 35 marge en roulis A0g, A0d, à l'aide de l'équation (15) et/ou (16), chaque marge en roulis 3037413 15 Ag, Ad dépendant de la limite d'angle de roulis cglid, calculée lors de l'étape 100 et de la valeur courante de l'angle de roulis cl) acquise lors de l'étape 100. Le module d'affichage 44 affiche alors, lors de l'étape suivante 120 et sur l'écran 34, un premier symbole, tel que le symbole vecteur vitesse 50 ou la ligne d'horizon 5 artificiel 60, indiquant l'orientation courante de l'aéronef. En outre, lorsque la condition d'affichage est vérifiée, le module d'affichage 44 affiche sur l'écran 34 au moins un deuxième symbole 52A, 52B positionné par rapport au premier symbole 50, 60, l'écart entre chaque deuxième symbole 52A, 52B et le premier symbole 50, 60 représentant une marge en roulis respective Acl)g, Ad.
10 Les figures 3 à 18 illustrent alors, pour différentes configurations de l'aéronef 10, l'affichage du premier symbole 50, 60 et du ou des deuxièmes symboles 52A, 52B. Selon un premier exemple de représentation des deuxièmes symboles 52A, 52B, sur les figures 3 à 6, chaque deuxième symbole 52A, 52B est représenté sous forme d'un segment vertical, et les deux deuxièmes symboles 52A, 52B sont reliés entre eux par le 15 troisième symbole 54 en forme d'un segment horizontal. Selon ce premier exemple de représentation, chaque marge en roulis AcPg, AcPd est représentée sous forme angulaire entre une aile correspondante du symbole vecteur vitesse 50 et le bas du segment formant le deuxième symbole 52A, 52B correspondant, comme représenté sur les figures 3 et 4.
20 Selon un aspect complémentaire facultatif de ce premier exemple de représentation, le deuxième symbole 52A, 52B correspondant à la marge en roulis minimale est en outre affichée avec un segment d'épaisseur supérieure à celle du segment correspondant à l'autre deuxième symbole 52B, 52A. Dans l'exemple de la figure 3, la marge en roulis minimale est la marge à droite en roulis AcDd, et le deuxième 25 symbole 52A est celui dont l'épaisseur est la plus importante. Dans l'exemple de la figure 4, la marge en roulis minimale est la marge à gauche en roulis AcDg, et le deuxième symbole 52B présente l'épaisseur la plus importante. Comme indiqué précédemment, l'écart entre le troisième symbole 54 et le symbole vecteur vitesse 50 représente la marge en incidence Aa, visible sur la figure 4, 30 cette marge en incidence correspondant plus précisément à l'écart entre le haut du symbole vecteur vitesse 50 et le troisième symbole 54. Dans l'exemple de la figure 5, la marge en incidence Aa est nulle, et la marge en roulis AcPg, AcDd est également nulle. L'exemple de la figure 6 correspond à une marge en incidence Au négative, et 35 également à une marge en roulis AcPg, AcPd négative, l'aéronef 10 ayant déjà décroché.
3037413 16 Selon un deuxième exemple de représentation des deuxièmes symboles 52A, 52B, sur les figures 7 à 10, chaque deuxième symbole 52A, 52B est représenté sous forme d'un segment radial, et les deux deuxièmes symboles 52A, 52B sont reliés entre eux par le troisième symbole 54 en forme d'un arc de cercle.
5 Selon ce deuxième exemple de représentation, chaque marge en roulis Ackg, Ace'd est représentée sous forme angulaire entre une aile correspondante du symbole vecteur vitesse 50 et le segment formant le deuxième symbole 52A, 52B correspondant, comme représenté sur les figures 7 à 9. La marge à droite en roulis Led est positive dans l'exemple des figures 7, 8 et 10, 10 et n'est pas représentée dans l'exemple de la figure 9. L'homme du métier observera que dans l'exemple de la figure 9, seule la marge à gauche en roulis AcPg est représentée, la marge à gauche en roulis Al:Pg étant dans cet exemple la marge en roulis la plus faible, c'est-à-dire la plus critique, parmi la marge à gauche en roulis 3,(Pg et la marge à droite en roulis 321)d.
15 La marge à gauche en roulis A(Pg est positive dans l'exemple des figures 7, 9 et 10, et est négative dans l'exemple de la figure 8, l'aéronef 10 ayant déjà décroché sur sa gauche dans ce dernier exemple. En complément facultatif, l'écart entre le troisième symbole 54 et le symbole vecteur vitesse 50 représente la marge en incidence Aa, visible sur la figure 10, cette 20 marge en incidence correspondant plus précisément à l'écart entre les ailes du symbole vecteur vitesse 50 et le bas du troisième symbole 54. Dans l'exemple des figures 7 à 9, la marge en incidence n'est pas représentée, et elle est positive dans l'exemple de la figure 10. Selon un troisième exemple de représentation des deuxièmes symboles 52A, 52B, 25 sur les figures 11 à 14, chaque deuxième symbole 52A, 52B est représenté sous forme d'un segment radial, et les deux deuxièmes symboles 52A, 52B sont reliés entre eux par le troisième symbole 54 en forme d'un arc de cercle, visible sur la figure 14. Selon ce troisième exemple de représentation, chaque marge en roulis AcPg, 3.0d est représentée sous forme angulaire entre la ligne d'horizon 60 formant le premier 30 symbole et le segment formant le deuxième symbole 52A, 52B correspondant, comme représenté sur la figure 12. Un même exemple de configuration de l'aéronef 10 est représenté trois fois sur les figures 11 à 13 par souci de lisibilité des dessins, avec l'indication de l'angle de roulis cl) sur la figure 11, de la marge à droite en roulis AcIDid et de la marge à gauche en roulis 3.09 35 sur la figure 12, et respectivement de la limite d'angle de roulis Ohm sur la figure 13, l'angle 3037413 17 de roulis cr^ correspondant à l'écart angulaire entre les ailes du symbole vecteur vitesse 50 et la ligne d'horizon 60. En complément facultatif, l'écart entre le troisième symbole 54 et le symbole vecteur vitesse 50 représente la marge en incidence Au, visible sur la figure 14, cette 5 marge en incidence Au correspondant plus précisément à l'écart entre les ailes du symbole vecteur vitesse 50 et le bas du troisième symbole 54. Dans l'exemple des figures 11 à 13, la marge en incidence Au n'est pas indiquée explicitement tout en étant légèrement positive. La marge en incidence Au est positive dans l'exemple de la figure 14, et a une valeur plus importante dans cet exemple que 10 dans celui des figures 11 à 13. Selon un quatrième exemple de représentation des deuxièmes symboles 52A, 52B, sur les figures 15 et 16, chaque deuxième symbole 52A, 52B est représenté sous forme d'un segment radial ajouté sur une échelle de roulis classique, centrée sur le nez de l'aéronef 10.
15 Selon ce quatrième exemple de représentation, chaque marge en roulis A(Pg, AcPd est représentée sous forme angulaire entre un pointeur 62 représentant la valeur de l'angle de roulis ct . sur l'échelle de roulis et le segment formant le deuxième symbole 52A, 52B correspondant, comme représenté sur les figures 15 et 16. La marge à droite en roulis Aced est positive dans l'exemple de la figure 15, et n'est 20 pas représentée dans l'exemple de la figure 16. L'homme du métier observera que dans l'exemple de la figure 16, seule la marge à gauche en roulis AcPg est représentée, et qu'elle est en outre négative, l'aéronef 10 ayant déjà décroché sur sa gauche dans cet exemple. La marge à gauche en roulis AcPg est positive dans l'exemple de la figure 15.
25 En complément facultatif, les zones hachurées représentent des zones interdites correspondant à un décrochage de l'aéronef et dans lesquelles ne doit pas se trouver le pointeur 62 représentant la valeur de l'angle de roulis cP. La zone interdite à gauche est associée à la marge à gauche en roulis AcPg et visible sur la droite de la figure 15, et la zone interdite à droite est associée à la marge à droite en roulis AcPd et visible sur la 30 gauche de la figure 15. Dans l'exemple de la figure 16, seule la zone interdite à gauche et le deuxième symbole 52B de la marge à gauche en roulis AcPg sont représentés, et le pointeur 62 de l'angle de roulis cP se trouve dans la zone interdite à gauche, l'aéronef 10 ayant déjà décroché sur sa gauche dans cet exemple. Le symbole vecteur vitesse 50 et la ligne d'horizon 60 sont illustrés à titre 35 optionnel dans ce quatrième exemple de représentation.
3037413 18 Selon un cinquième exemple de représentation des deuxièmes symboles 52A, 52B, sur les figures 17 et 18, chaque deuxième symbole 52A, 52B est représenté sous forme d'une flèche alignée avec les ailes du symbole vecteur vitesse 50. Selon ce cinquième exemple de représentation, chaque marge en roulis Aci)g, Aci)d 5 est représentée sous forme d'une distance entre une aile correspondante du symbole vecteur vitesse 50 et la pointe de la flèche formant le deuxième symbole 52A, 52B correspondant, comme représenté sur les figures 17 et 18. Plus précisément, le deuxième symbole 52B de la marge à gauche en roulis est représenté sous la forme d'une flèche sur la gauche du symbole vecteur vitesse 50, et 10 orientée de la gauche vers la droite, et la marge à gauche en roulis AcPg correspond alors à la distance entre la pointe de cette flèche et le bord de l'aile gauche du symbole vecteur vitesse 50. La marge à gauche en roulis A(Pg est négative lorsque la pointe de la flèche formant le deuxième symbole 52B a dépassé, depuis la gauche, le bord gauche du symbole vecteur vitesse 50 selon la direction correspondant aux ailes du symbole vecteur 15 vitesse. De manière analogue, le deuxième symbole 52A de la marge à droite en roulis est représenté sous la forme d'une flèche sur la droite du symbole vecteur vitesse 50, et orientée de la droite vers la gauche, et la marge à droite en roulis A(Pd correspond alors à la distance entre la pointe de cette flèche et le bord de l'aile droite du symbole vecteur 20 vitesse 50. La marge à droite en roulis Acgd est négative lorsque la pointe de la flèche formant le deuxième symbole 52A a dépassé, depuis la droite, le bord droit du symbole vecteur vitesse 50 selon la direction correspondant aux ailes du symbole vecteur vitesse. Cette représentation permet alors au pilote de voir encore plus facilement de quel côté provient un risque de décrochage de l'aéronef 10.
25 La marge à droite en roulis Acl)d n'est pas représentée dans l'exemple des figures 17 et 18. L'homme du métier observera que dans cet exemple des figures 17 et 18, seule la marge à gauche en roulis 3.1)9 est représentée, la marge à gauche en roulis A(Pg étant positive dans l'exemple de la figure 17, et négative dans l'exemple de la figure 18, l'aéronef 10 ayant déjà décroché sur sa gauche dans ce dernier exemple.
30 La ligne d'horizon 60 est illustrée à titre optionnel dans ce cinquième exemple de représentation. Ainsi, le dispositif électronique 14 et le procédé d'aide au pilotage d'un aéronef permettent d'afficher, lorsque cela est nécessaire, une ou plusieurs marges en roulis Meg, AcOd par rapport à un début de décrochage de l'aéronef 10, ce qui donne au pilote une 3037413 19 indication pertinente quant à un éventuel risque de décrochage, tout en lui permettant d'évaluer facilement la marge par rapport à ce risque. Le dispositif électronique 14 et le procédé d'aide au pilotage d'un aéronef aident alors le pilote à mieux anticiper un risque de décrochage de l'aéronef 10, tout en 5 diminuant la charge cognitive demandée au pilote, et améliorent donc la sécurité du vol. En complément facultatif, chaque marge en roulis 3109, AltDd est fonction d'une valeur caractéristique d'angle d'incidence, la valeur caractéristique d'angle d'incidence étant de préférence la limite d'angle d'incidence ahm correspondant à un début de décrochage de l'aéronef 10, ce qui permet de calculer plus précisément chaque marge en 10 roulis AcPg, Act)d. En complément facultatif encore, pour le calcul de la limite d'angle de roulis la valeur courante de l'angle d'incidence a est calculée en fonction d'une ou plusieurs valeurs mesurées de l'angle d'incidence et d'une estimation de la dérivée temporelle de l'angle d'incidence, ce qui permet d'avoir une valeur courante plus précise 15 de l'angle d'incidence a. En outre, seule une marge en roulis parmi la marge à gauche en roulis AcPg et la marge à droite en roulis AcPd est affichée, la marge en roulis affichée étant alors la marge en roulis la plus critique, ce qui permet de focaliser davantage l'attention du pilote sur l'action corrective à effectuer.
20 En complément facultatif encore, la condition d'affichage est vérifiée lorsque la valeur absolue de la valeur courante de l'angle de roulis cP est supérieure à un seuil prédéfini, le module d'affichage 44 est alors configuré pour afficher automatiquement sur l'écran chaque deuxième symbole 52A, 52B. Ceci permet alors d'afficher automatiquement une ou plusieurs indications supplémentaires pour le pilote, à savoir la 25 ou les marges en roulis Ag, AcPd, seulement dans une situation correspondant à un risque potentiel de décrochage de l'aéronef 10, et a contrario de ne pas déranger inutilement le pilote dans une situation ne correspondant pas à un décrochage potentiel de l'aéronef 10.
30 Selon un deuxième mode de réalisation, le module de calcul 42 est en outre configuré pour calculer plusieurs limites d'angle de roulis, à savoir une limite à gauche d'angle de roulis 011,,_g et une limite à droite d'angle de roulis cPiim_d. Selon ce deuxième mode de réalisation, deux valeurs courantes, mesurées ou estimées, de l'angle d'incidence a sont utilisées, à savoir une pour chaque côté ou sens 35 de roulis (gauche ou droite), c'est-à-dire une valeur courante à gauche de l'angle de roulis agauche et une valeur courante à droite de l'angle de roulis adroite. Sur un aéronef à voilure 3037413 20 fixe, chaque angle d'incidence a représente alors l'angle d'incidence moyen d'une des ailes. L'angle d'incidence de chaque aile est, par exemple, mesuré en utilisant des capteurs 18 placés sur chaque aile, ou estimé en utilisant simplement un angle d'incidence moyen de l'aéronef 10, également appelé angle d'incidence global.
5 Pour le calcul d'une estimation de l'angle d'incidence de chaque aile à partir de l'angle d'incidence moyen de l'aéronef 10, sont par exemple pris en compte le taux de roulis et le taux de dérapage de l'aéronef 10. En considérant un élément de voilure à une distance latérale L du centre de rotation de l'aéronef 10, avec V représentant la vitesse air, la variation d'incidence générée Aap par la rotation vérifie alors l'équation : L( xp 10 Aa =arctan Lxp (17) V j V La variation d'incidence générée Aar vérifie alors l'équation : tan a -on<Lxr Aoe, = arctan (18) 1+ L x r V V Ainsi, en considérant une valeur caractéristique ou moyenne de la distance latérale L, cette distance est propre à l'aéronef, par exemple 10 m, on obtient la correction 15 à appliquer pour obtenir les incidences gauches et droites : adroite = a + ( A ap + A ar) (19) ap000tie = a - ( A ap + A ar) (20) Le module de calcul 42 est alors configuré pour calculer la limite à gauche d'angle de roulis ceihm_p, par exemple à l'aide de l'équation (6) selon la première variante de 20 réalisation, en utilisant la valeur courante à gauche de l'angle de roulis agauche, à la place de la valeur courante de l'angle de roulis a. De manière analogue, le module de calcul 42 est configuré pour calculer la limite à droite d'angle de roulis (1)1,m_d, par exemple à l'aide de l'équation (6) selon la première variante de réalisation, en utilisant la valeur courante à droite de l'angle de roulis adroite, à 25 la place de la valeur courante de l'angle de roulis a. La marge à gauche en roulis AcDp et la marge à droite en roulis AcPd vérifient respectivement les équations suivantes : Ad = Olim_d - (21) A Og = Otim_g + 0 (22) 3037413 21 avec cl)lim_d, (Diim_g, cl) représentant respectivement la limite à gauche d'angle de roulis calculée, la limite à droite d'angle de roulis calculée, et la valeur courante de l'angle de roulis. Le module de calcul 42 est alors configuré pour calculer la chaque marge en roulis 5 calculée Aceig, Ackd, à l'aide de l'équation (21) et/ou (22). En complément facultatif, le module de calcul 42 est en outre configuré pour filtrer chaque marge en roulis calculée ACP9, Med, par exemple à l'aide d'un filtre passe-bas du premier ordre avec une constante de temps de l'ordre de 100 ms. Le module d'acquisition 40 est le module d'affichage 44 selon ce deuxième mode 10 de réalisation sont analogues à ceux du premier mode de réalisation décrit précédemment. Le fonctionnement du dispositif d'aide au pilotage 14 selon ce deuxième mode de réalisation est alors analogue à celui du dispositif d'aide au pilotage 14 selon le premier mode de réalisation, décrit précédemment, à la seule différence que deux limites d'angle 15 de roulis sont calculées, alors qu'une seule limite d'angle de roulis est calculée dans le premier mode de réalisation. Les avantages de ce deuxième mode de réalisation comprennent ceux du premier mode de réalisation, et le dispositif d'aide au pilotage 14 selon ce deuxième mode de réalisation permet en outre de calculer la marge à gauche en roulis A.; et la marge à 20 droite en roulis Aied de manière un peu plus précise, chaque marge en roulis AcPg, AcPd étant calculée à partir d'une limite d'angle de roulis dédiée. On conçoit ainsi que le dispositif électronique 14 et le procédé d'aide au pilotage d'un aéronef permettent au pilote de mieux anticiper un risque de décrochage de l'aéronef 10, tout en diminuant la charge cognitive demandée au pilote, et d'améliorer alors la 25 sécurité du vol.
Claims (15)
- REVENDICATIONS1. Dispositif électronique (14) d'aide au pilotage d'un aéronef (10), le dispositif (14) comprenant : - un module d'acquisition (40), configuré pour acquérir une valeur courante de l'angle de roulis (0) de l'aéronef, - un module de calcul (42), configuré pour calculer au moins une limite d'angle de roulis (h, ; (1),,d,_d) correspondant à un début de décrochage de l'aéronef (10), et - un module d'affichage (44), configuré pour afficher sur un écran (34) un premier symbole (50 ; 60) indiquant une orientation courante de l'aéronef (10), caractérisé en ce que le module de calcul (42) est en outre configure pour calculer au moins une marge en roulis (3,(1)g, 41)d), chaque marge en roulis (40g, Acl)d) dépendant d'une limite d'angle de roulis (Ohm ; (I)hm_g, Ohm_d) correspondante et de la valeur courante de l'angle de roulis (0), et en ce que le module d'affichage (44) est en outre configure, lorsqu'une condition d'affichage est vérifiée, pour afficher sur l'écran (34) au moins un deuxième symbole (52A, 52B) positionné par rapport au premier symbole (50; 60), l'écart entre chaque deuxième symbole (52A, 52B) et le premier symbole (50 ; 60) représentant une marge en roulis respective (A0g, Act)d).
- 2. Dispositif (14) selon la revendication 1, dans lequel au moins une marge en roulis (3eg, 321)d) est égale à la différence entre une limite d'angle de roulis (Ou, ; Ohm_d) correspondante et la valeur courante de l'angle de roulis (0).
- 3. Dispositif (14) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel chaque marge en roulis (3,0g, 3,0d) est fonction d'une valeur caractéristique d'angle d'incidence (ahm), la valeur caractéristique d'angle d'incidence étant de préférence une limite d'angle d'incidence (ahm) correspondant à un début de décrochage de l'aéronef (10).
- 4. Dispositif (14) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la limite d'angle de roulis (Ohm ; Olim_d) est fonction d'une valeur courante de l'angle d'incidence (a ; ag, ad) de l'aéronef, de la valeur courante de l'angle de roulis (0) de l'aéronef et d'une limite d'angle d'incidence (al,m) correspondant à un début de décrochage de l'aéronef (10). 3037413 23
- 5. Dispositif (14) selon la revendication 4, dans lequel la limite d'angle de roulis (Ohm) vérifie l'équation suivante : (cehm -a0) où ce. représente la valeur courante de l'angle de roulis, 5 a représente la valeur courante de l'angle d'incidence, ahr' représente la limite d'angle d'incidence, et ao représente un angle d'incidence de portance nulle, propre à l'aéronef (10).
- 6. Dispositif (14) selon la revendication 4 ou 5, dans lequel la valeur courante de 10 l'angle d'incidence (a ; ag, ad) est calculée en fonction d'une valeur mesurée de l'angle d'incidence et d'une estimation de la dérivée temporelle de l'angle d'incidence.
- 7. Dispositif (14) selon la revendication 6, dans lequel l'estimation de la dérivée temporelle de l'angle d'incidence vérifie l'équation suivante : 15 à= q+lx(sinOxsina+ cosOxcos0xcosa-n, xsina-nz xcosot) V où q représente le taux de tangage, g est l'accélération de la pesanteur, V représente la vitesse aérodynamique de l'aéronef (10), représente l'assiette de l'aéronef (10), 20 (I) représente la valeur courante de l'angle de roulis, a représente la valeur courante de l'angle d'incidence, nx représente la composante longitudinale du facteur de charge, et nz représente la composante verticale du facteur de charge. 25
- 8. Dispositif (14) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel la limite d'angle de roulis (Ohm ; (1),,,_d) est fonction d'une pression cinétique appliquée à l'aéronef, d'un gradient de portance (Cza) propre à l'aéronef et d'une limite d'angle d'incidence ((km) correspondant à un début de décrochage de l'aéronef (10). 30
- 9. Dispositif (14) selon la revendication 8, dans lequel la limite d'angle de roulis (Ohm) vérifie l'équation suivante : Ohm = arccos g _p -V2 xSxC ,za ao x mx 2 [ (a- ceo ) Ohm = arccos cos(0)x 3037413 24 où (pV2)/2 représente la pression cinétique appliquée à l'aéronef (10), S représente une surface de référence de l'aéronef (10), Cz« représente le gradient de portance, propre à l'aéronef (10), m représente la masse de l'aéronef (10), g est l'accélération de la pesanteur, 5 ah, représente la limite d'angle d'incidence, et ao représente un angle d'incidence de portance nulle, propre à l'aéronef (10).
- 10. Dispositif (14) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le module de calcul (42) est en outre configuré pour calculer plusieurs marges en 10 roulis (A(I)g,
- 11. Dispositif (14) selon la revendication 10, dans lequel le module de calcul (42) est en outre configuré pour calculer plusieurs limites d'angle de roulis (cl)iim_g, 15
- 12. Dispositif (14) selon l'une quelconque des précédentes revendications, dans lequel le premier symbole indiquant une orientation courante de l'aéronef (10) est choisi parmi un symbole vecteur vitesse (50) de l'aéronef et une ligne d'horizon artificiel (60).
- 13. Dispositif (14) selon l'une quelconque des précédentes revendications, dans 20 lequel la condition d'affichage est vérifiée notamment lorsque la valeur absolue de la valeur courante de l'angle de roulis (0) est supérieure à un seuil prédéfini, et le module d'affichage (44) est alors configuré pour afficher automatiquement sur l'écran chaque deuxième symbole (52A, 52B). 25
- 14. Procédé d'aide au pilotage d'un aéronef (10), le procédé étant mis en oeuvre par un dispositif électronique (14) et comprenant les étapes suivantes : - acquérir une valeur courante de l'angle de roulis (0) de l'aéronef, - calculer (100) au moins une limite d'angle de roulis (Ohm ; Cl)hm_g, correspondant à un début de décrochage de l'aéronef, et 30 - afficher (120) sur un écran (34) un premier symbole (50; 60) indiquant une orientation courante de l'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend en outre les étapes suivantes : - calculer (110) au moins une marge en roulis (Ace,g, A(Pd), chaque marge en roulis (Ace, Acl)d) dépendant d'une limite d'angle de roulis (Ohm ; Olim_d) correspondante et 35 de la valeur courante de l'angle de roulis (0), et 3037413 25 - lorsqu'une condition d'affichage est vérifiée, afficher (120) sur l'écran au moins un deuxième symbole (52A, 52B) positionné par rapport au premier symbole (50; 60), l'écart entre chaque deuxième symbole (52A, 52B) et le premier symbole (50; 60) représentant une marge en roulis respective (ACI)g, ACPd).
- 15. Programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu'elles sont mises en oeuvre par un ordinateur, mettent en oeuvre le procédé selon la revendication 14.
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