FR2893909A1

FR2893909A1 - Procede pour assurer la securite d'un aeronef volant horizontalement a faible vitesse.

Info

Publication number: FR2893909A1
Application number: FR0512048A
Authority: FR
Inventors: Stephane Chardon
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2005-11-29
Filing date: 2005-11-29
Publication date: 2007-06-01
Anticipated expiration: 2025-11-29
Also published as: US8561948B2; FR2893909B1; US20080272242A1

Abstract

- Procédé pour assurer la sécurité d'un aéronef volant horizontalement à faible vitesse.- Selon l'invention, les volets (5) étant alors en position déployée maximale et étant soufflés par les hélices (4), on rétracte au moins partiellement, de façon automatique, lesdits volets (5) lorsque la force de traction des moteurs (3) est au moins égale à une valeur élevée prédéterminée.

Description

1 La présente invention concerne un procédé pour assurer la sécurité d'un

aéronef volant horizontalement à faible vitesse, par exemple au plus légèrement supérieure à la vitesse de protection en incidence, ledit aéronef comportant : û une voilure fixe portant des volets hypersustentateurs de bord de fuite et des moteurs pourvus d'hélices, celles-ci soufflant ladite voilure et lesdits volets ; et un empennage horizontal stabilisateur, réglable en inclinaison. On sait que, dans une telle phase de vol horizontal à faible vitesse, la portance procurée à l'aéronef par ses ailes et par lesdits volets, alors en position déployée, doit être élevée, de sorte que cette portance élevée, renforcée par le soufflage des ailes et des volets déployés par les hélices des moteurs et aidée par la force de traction desdits moteurs, engendre un moment piqueur élevé par rapport au centre de gravité de l'aéronef.

Pour équilibrer l'aéronef, le pilote braque à cabrer ledit empennage horizontal réglable, de façon que celui-ci engendre, par rapport au centre de gravité de l'aéronef, un moment cabreur apte à contrecarrer ledit moment piqueur élevé. Ce moment cabreur d'équilibrage doit donc être élevé, de sorte que l'incidence locale sur ledit empennage horizontal réglable est fortement négative. Il en résulte que si, pendant une telle phase de vol horizontal à faible vitesse, le pilote commande un piqué, par exemple pour éviter brusquement un autre aéronef par le bas pour échapper à une collision ou pour récupérer rapidement de la vitesse, l'incidence locale dudit empennage horizontal réglable risque de dépasser l'incidence de décrochage de ce dernier, de sorte que, au moment où le pilote voudra arrêter la manoeuvre de piqué, l'empennage horizontal réglable pourra avoir perdu son efficacité : l'aéronef sera donc incapable d'amorcer une ressource et il peut en résulter la perte de l'aéronef. La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient.

A cette fin, selon l'invention, le procédé pour assurer la sécurité d'un aéronef volant horizontalement à faible vitesse, ledit aéronef comportant : ù une voilure fixe portant des moteurs pourvus d'hélices, ainsi que des volets hypersustentateurs de bord de fuite, déployables et rétractables ; io et û un empennage horizontal stabilisateur réglable en inclinaison, pourvu de gouvernes de profondeur, lesdits volets étant alors en position déployée maximale et étant soufflés par lesdites hélices, 15 est remarquable en ce qu'on rétracte au moins partiellement lesdits volets lorsque la force de traction desdits moteurs est au moins égale à une va-leur élevée prédéterminée. Ainsi, grâce à une telle rétraction, on réduit l'effet du soufflage desdits volets par les hélices et on diminue donc, en conséquence, ledit 20 moment piqueur. De ce fait, l'empennage horizontal réglable doit fournir un moment cabreur de plus faible intensité, c'est-à-dire que l'incidence locale sur ledit empennage horizontal réglable est moins négative et que celui-ci sera efficace au moment où la ressource sera commandée. Selon une première forme de mise en oeuvre, qui peut être quali- 25 fiée de "préventive", le procédé conforme à la présente invention est tel que ladite valeur élevée prédéterminée correspond à la force de traction des moteurs nécessaire au décollage. Une telle valeur est généralement connue sous le nom de TOGA (Take Off û Go Around). Ainsi, pendant un éventuel piqué suivant la phase de vol horizontal à faible vitesse, on évite 3

la situation dommageable dans laquelle les volets déployés au maximum sont soufflés par les hélices des moteurs se trouvant au régime le plus élevé. Dans une seconde forme de mise en oeuvre, plus dynamique que la précédente, ladite valeur élevée prédéterminée correspond à un premier seuil inférieur à la force de traction TOGA des moteurs nécessaire au dé-collage de l'aéronef, mais, en revanche, la rétraction au moins partielle des volets est soumise à la condition supplémentaire qu'un ordre de braquage à piquer supérieur à un deuxième seuil significatif à piquer est adressé auxdites gouvernes de profondeur. Ledit premier seuil peut être au moins approximativement égal à 60% de la force de traction TOGA des moteurs nécessaire au décollage, alors que ledit deuxième seuil correspond au moins approximativement à 60% du débattement total, dans le sens à piquer, du manche à la disposition du pilote pour commander lesdites gou- vernes de profondeur. Afin d'éviter des déclenchements intempestifs au voisinage du sol, le procédé conforme à la présente invention n'est mis en oeuvre que lors-que l'altitude de l'aéronef est supérieure à un troisième seuil, qui, par exemple, est au moins approximativement égal à 30 mètres.

Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est une vue en plan d'un avion auquel la présente invention peut s'appliquer, les volets d'aile étant représentés en position rétractée. La figure 2 est une vue latérale, en vol horizontal et à faible vitesse, de l'avion de la figure 1, lesdits volets étant représentés schématiquement en position déployée.

Les figures 3 et 4 illustrent deux variantes de mise en oeuvre du procédé conforme à l'invention. L'avion de transport 1, représenté schématiquement sur les figures 1 et 2, présente un axe longitudinal X-X et comporte deux ailes symétri- ques 2 portant chacune deux moteurs 3 à hélice 4. Les bords de fuite des ailes 2 sont pourvus de volets hypersustentateurs mobiles commandables 5, pouvant prendre une position rétractée (voir la figure 1) et au moins une position déployée (voir la figure 2). Le passage de la position rétractée à une position déployée est illustrée sur la figure 2 par la double flèche 6. 1 o A sa partie arrière, l'avion 1 est pourvu d'un empennage vertical 7 portant, à son extrémité supérieure, un empennage horizontal 8, réglable en inclinaison comme cela est illustré par la double flèche 9 de la figure 1. Le bord de fuite de l'empennage horizontal réglable 8 est constitué par des gouvernes de profondeur 10, articulées à ce dernier. 15 Comme cela est illustré schématiquement par les figures 3 et 4, les volets 5 sont commandés, au déploiement et à la rétraction, par au moins un calculateur de commande de volets HLCC, qui reçoit des ordres du levier de commande des volets Il, à la disposition du pilote de l'avion 1. 20 En vol horizontal à basse vitesse (voir la figure 2), les volets 5 sont déployés pour permettre aux ailes 2 de procurer à l'avion 1 une portance L élevée. Cette portance L élevée, augmentée par le soufflage des ailes 2 et des volets déployés 5 par le vent W engendré par les hélices 4 et aidée par la force de traction T des moteurs, exerce, sur l'avion 1, un moment 25 piqueur par rapport au centre de gravité CG de ce dernier. Pour équilibrer ce moment piqueur, il est nécessaire de braquer à cabrer l'empennage horizontal réglable 8 de façon que celui-ci engendre une déportance D engendrant un moment cabreur antagoniste par rapport audit centre de gravité.

Dans ce cas, comme cela est illustré sur la figure 2, ledit empennage horizontal réglable 8 est incliné à cabrer d'un angle iH par rapport à l'axe X-X et les gouvernes de profondeur 10 sont avantageusement en prolongement aérodynamique dudit empennage horizontal réglable 8. Il en 5 résulte que, sur ledit empennage horizontal réglable 8, l'incidence locale est fortement négative. Aussi, si le pilote commande un piqué brutal, en imposant aux gouvernes de profondeur 10 un braquage à piquer 8qp par l'intermédiaire du manche 12 à sa disposition (voir la figure 4), l'incidence locale dudit empennage horizontal réglable peut dépasser l'incidence de décrochage. Par suite, au moment où le pilote voudra redresser l'avion 1 en imposant aux gouvernes de profondeur 10 un braquage à cabrer 5qc par l'intermédiaire du manche 12, l'avion sera incapable d'effectuer la ressource nécessaire.

Les deux variantes de mise en oeuvre du procédé conforme à la présente invention, illustrés schématiquement et respectivement sur les figures 3 et 4, permettent d'éviter cette situation. Sur ces figures 3 et 4, on a représenté un calculateur HLCC apte à commander le déploiement et la rétraction des volets 5, le levier 1 1 de commande volontaire des volets 5 à travers le calculateur HLCC, un capteur 13 apte à délivrer à ce dernier un signal FP représentatif du fait que les volets 5 sont en position dé-ployée maximale et une sonde radio-altimétrique 14 adressant au calculateur HLCC l'altitude ZRA de l'aéronef 1. De plus, dans la variante de la figure 3, le calculateur HLCC reçoit, des manettes de gaz 15 à la disposition du pilote et commandant le régime des moteurs 3, un signal TOGA, indiquant que ce régime est le régime maximal. Dans la variante de la figure 4, au lieu d'être relié aux ma-nettes de gaz 15, le calculateur HLCC est relié, d'une part, à un calculateur de bord 16, par exemple un calculateur FADEC (Full Authority Digital 6

Engine Control) apte à lui adresser une mesure de la force de traction T actuelle et, d'autre part, au manche 12 transmettant audit calculateur HLCC au moins les ordres à piquer Sqp qu'il adresse aux gouvernes de profondeur 10.

Les logiques des deux variantes de mise en oeuvre du procédé des figures 3 et 4 sont implémentées dans le calculateur HLCC respectif et, à cet effet : le calculateur HLCC de la figure 3 contient un seuil d'altitude HS, par exemple au moins approximativement égal à 30 mètres, en deçà duquel les rétractions automatiques des volets 5 sont inhibées, afin d'éviter des mouvements de ces derniers non commandés par le pilote au voisinage du sol ; et le calculateur HLCC de la figure 4 incorpore, en plus du seuil d'altitude HS, un seuil FNS pour la force de traction T exercée par les moteurs 3 et un seuil Sgps d'ordre à piquer pour les gouvernes de profondeur 10. Le seuil FNS de force de traction peut correspondre au moins approximativement à 60% de la force de traction maximale desdits moteurs 3, alors que le seuil Sgps peut correspondre au moins approximativement à 60% de la course maximale à piquer du manche 12.

Dans la variante de mise en oeuvre de la figure 3, le calculateur HLCC commande une rétraction au moins partielle des volets 5, lorsque les trois conditions suivantes sont réunies : l'altitude mesurée ZRA de l'avion 1 est supérieure audit seuil HS, les volets 5 sont en position déployée maximale, ce qui est indiqué par le signal FP, et les manettes des gaz sont sur la position TOGA. Ainsi, dans cette variante de mise en oeuvre, l'avion 1 ne peut se trouver dans une position critique pour laquelle, à la fois, les volets 5 se trouveraient en position déployée maximale et les moteurs 3 exerceraient 7

leur force de traction maximale. En effet, grâce à la présente invention, il se produit alors une rétraction au moins partielle des volets, de sorte que la valeur de l'angle à cabrer iH de l'empennage horizontal réglable 8 peut être plus faible, ce qui améliore la marge de décrochage de ce dernier lors d'une ressource suivant un piqué. Dans la variante de mise en oeuvre de la figure 4, le calculateur HLCC commande une rétraction au moins partielle des volets 5, lorsque les quatre conditions suivantes sont réunies : ù l'altitude mesurée ZRA de l'avion 1 est supérieure audit seuil HS, ù les volets 5 sont en position déployée maximale, ù la force de traction mesurée T, exercée par les moteurs 3, est supérieure au seuil FNS, et - l'ordre à piquer Spq engendré par le manche 12 est supérieur au seuil Spgs.

Là encore, la marge de décrochage de l'empennage horizontal réglable 8 est améliorée au moment d'une ressource suivant un piqué, à par-tir d'une phase de vol horizontal à faible vitesse.

Claims

REVENDICATIONS

1. Procédé pour assurer la sécurité d'un aéronef (1) volant horizontalement à faible vitesse, ledit aéronef comportant : une voilure fixe (2) portant des moteurs (3) pourvus d'hélices (4), ainsi que des volets hypersustentateurs de bord de fuite (5), déployables et rétractables ; et un empennage horizontal stabilisateur (8) réglable en inclinaison, pourvu de gouvernes de profondeur (10), lesdits volets (5) étant alors en position déployée maximale et étant souf- i o fiés par lesdites hélices (4), caractérisé en ce qu'on rétracte au moins partiellement lesdits volets (5) lorsque la force de traction (T) desdits moteurs (3) est au moins égale à une valeur élevée prédéterminée (TOGA, FNS).

2. Procédé selon la revendication 1, 15 caractérisé en ce que ladite valeur élevée prédéterminée correspond à la force de traction (TOGA) des moteurs (3) nécessaire au décollage.

3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite valeur élevée prédéterminée correspond à un premier seuil (FNS) inférieur à la force de traction des moteurs (TOGA) 20 nécessaire au décollage et en ce que la rétraction au moins partielle des-dits volets (5) est soumise à la condition supplémentaire qu'un ordre de braquage à piquer (Sqp) supérieur à un deuxième seuil (Spgs) est adressé auxdites gouvernes de profondeur (10).

4. Procédé selon la revendication 3, 25 caractérisé en ce que ledit premier seuil (FNS) est au moins approximativement égal à 60% de la force de traction des moteurs (TOGA) nécessaire au décollage.

5. Procédé selon l'une des revendications 3 ou 4, caractérisé en ce que ledit deuxième seuil (8pgs) correspond au moins approximativement à 60% de la course totale à piquer du manche (12).

6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il n'est mis en oeuvre que lorsque l'altitude (ZRA) du-dit aéronef est supérieure à un troisième seuil (HS).

7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que ledit troisième seuil (HS) est au moins approximativement égal à 30 mètres.

8. Aéronef (1) comportant : une voilure fixe (2) portant des moteurs (3) pourvus d'hélices (4), ainsi que des volets hypersustentateurs de bord de fuite (5), déployables et rétractables ; et un empennage horizontal stabilisateur (8) réglable en inclinaison, pourvu de gouvernes de profondeur (10), caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (HLCC) pour mettre en oeuvre le procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 7.