FR2948781A1 - Procede et dispositif pour attenuer sur un aeronef des effets lateraux engendres par une turbulence - Google Patents

Abstract

Le dispositif (1) comporte des moyens (2, 3, 5, 7, A1, A2) pour calculer et appliquer un ordre de commande de roulis et un ordre de commande de lacet permettant d'atténuer les effets latéraux engendrés sur l'aéronef par une turbulence.

Description

La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour atténuer sur un aéronef, en particulier un avion de transport, les effets latéraux engendrés par au moins une turbulence rencontrée par cet aéronef au cours d'un vol. Les effets latéraux que la présente invention propose de traiter concernent des perturbations en moments de roulis, qui peuvent créer de l'inconfort pour les pilotes et les passagers, et dans les cas les plus extrêmes agir négativement sur la sécurité de l'aéronef. On sait qu'au cours d'un vol, les turbulences violentes liées à des rafales de vent verticales, peuvent causer au niveau de l'aéronef : d'importantes variations d'accélération verticale qui, lorsqu'elles sont négatives, sont susceptibles de blesser des passagers de l'aéronef ; une déviation importante de l'aéronef en altitude, ce qui augmente le risque de collision avec un autre aéronef ; des pics de portance sur la voilure, qui éprouvent la limite de charge de cette dernière ; et des moments en roulis, ainsi que des accélérations latérales, qui sont également susceptibles de blesser des passagers de l'aéronef. Deux types de turbulences atmosphériques sont généralement à l'origine des troubles causés à un aéronef, à savoir : des turbulences en ciel clair, de type CAT ("Clear Air Turbulence" en anglais), qui représentent des cisaillements de vent qui se produisent souvent sans manifestation visible, généralement au-dessus de 15 000 pieds (environ 4500 mètres). Ces turbulences en ciel clair qui sont de type non convectif, apparaissent le plus souvent près de la tropopause, plutôt au-dessus des montages et plutôt en hiver. Ces turbulences pré-sentent un risque naturel en vol et peuvent entraîner des blessures des passagers dans certaines conditions particulièrement sévères. De plus, ces turbulences entraînent une consommation supplémentaire de fuel (évitement de la zone de turbulences) et contribuent à la fatigue de l'aéronef et des pilotes ; et des turbulences convectives qui sont souvent visibles par la présence de nuages. Les turbulences convectives sévères apparaissent dans des régions assez humides, de sorte qu'un radar peut généralement les détecter. Aussi, la plupart du temps, ce phénomène peut être évité par les aéronefs. Toutefois, il arrive que les pilotes soient surpris ou qu'ils n'aient pas le temps de contourner une zone de turbulences convectives. Les turbulences les plus sévères apparaissent dans les nuages d'orages, avec des courants ascendants et descendants pouvant atteindre plusieurs dizaines de mètres par seconde. Ces turbulences convectives sont très localisées et moins étendues que les turbulences en ciel clair. Souvent, les phénomènes précédents qui sont localisés surprennent à la fois l'équipage de l'aéronef et les systèmes de pilotage embarqués, qui n'ont pas le temps d'effectuer les manoeuvres adéquates pour en atténuer les effets, notamment latéraux, qui en résultent au niveau de l'aéronef. Par les demandes de brevet FR-05 10341 et WO-2007/042652, on connaît un dispositif pour atténuer sur un aéronef les effets d'une turbulence verticale rencontrée par cet aéronef au cours d'un vol. La présente invention a pour objet d'atténuer exclusivement les ef- fets latéraux engendrés par une turbulence. Elle ne se limite pas, toute-fois, aux turbulences atmosphériques précitées, mais peut également concerner des turbulences de sillage qui, par définition, sont susceptibles d'être rencontrées dans le sillage d'un aéronef, donc à n'importe quelle altitude. En effet, l'origine de telles turbulences de sillage n'est pas due à des phénomènes atmosphériques, mais à la présence d'un aéronef qui précède l'aéronef subissant la turbulence. Par ailleurs, on connaît : par le document US-3 007 656, un pilote automatique qui est utilisé pour stabiliser un aéronef par rapport à ses axes primaires, en particulier lors d'une turbulence. Ce document antérieur prévoit des accéléromètres pour mesurer les accélérations selon chacun de ces axes et des moyens pour calculer des ordres de commande de roulis, tangage et lacet destinés à compenser ces accélérations, ces ordres de commande étant appliqués pour ce faire à des surfaces de commande usuelles de l'aéronef ; et par le document US-6 095 459, un système pour contrer des forces aérodynamiques asymétriques qui peuvent être engendrées sur un aéronef multi-moteur, notamment en cas de panne d'un moteur dudit aéronef. Pour cela, ce document antérieur prévoit des moyens pour contrer un lacet et un roulis indésirables, en maintenant un angle de dérapage nul. La présente invention concerne un procédé permettant d'atténuer automatiquement sur un aéronef, en particulier un avion de transport, les effets latéraux engendrés par au moins une turbulence rencontrée par cet aéronef au cours d'un vol. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé selon lequel on réalise au cours d'un vol de l'aéronef, de façon automatique et itérative, la suite d'étapes successives suivante : a) on estime un moment de roulis de l'aéronef, qui est dû au vent et un moment de lacet de l'aéronef, qui est également dû au vent ; b) on mesure les valeurs courantes de paramètres de l'aéronef ; c) à l'aide dudit moment de roulis estimé, dudit moment de lacet et desdites valeurs courantes mesurées, on calcule : un ordre de commande de roulis pour au moins un premier organe mobile commandable qui est susceptible d'agir sur le roulis de l'aéronef, ledit ordre de commande de roulis étant tel qu'appliqué audit premier organe mobile, il permet de minimiser sur l'aéronef les per- turbations en roulis dues au vent ; et un ordre de commande de lacet pour au moins un second organe mobile commandable qui est susceptible d'agir sur le lacet de l'aéronef; et d) on applique : û ledit ordre de commande de roulis audit premier organe mobile ; et û ledit ordre de commande de lacet audit second organe mobile, est remarquable en ce qu'à l'étape c) : on calcule lesdits ordres de commande de roulis et de lacet à l'aide d'une même expression mathématique ; et on calcule ledit ordre de commande de lacet de sorte que, lorsqu'il est appliqué audit second organe mobile, ledit ordre de commande de lacet permet de compenser sur l'aéronef à la fois les effets latéraux engendrés par la turbulence et les effets latéraux engendrés par l'application dudit ordre de commande de roulis audit premier organe mobile. Ainsi, grâce à l'invention, on minimise les perturbations en moments de roulis, ainsi que les effets latéraux, engendrés par une turbulence sur un aéronef. Ceci permet notamment d'améliorer le confort du pilote et des passagers de l'aéronef, et d'entraîner une réduction poten- tielle du nombre de blessés, lors de rencontres de turbulences par l'aéronef. La présente invention s'applique à tous types de turbulences qui engendrent des effets latéraux sur l'aéronef, à savoir aussi bien des turbulences atmosphériques que des turbulences de sillage.

Par ailleurs, on notera que les documents US-3 007 656 et US-6 095 459 précités ne divulguent pas, notamment, le calcul simultané de l'ordre de commande de lacet et de l'ordre de commande de roulis, dans le but d'anticiper et de compenser les effets latéraux engendrés par l'application de cet ordre de commande de roulis (qui est destiné à minimiser les perturbations en roulis dues au vent). Grâce à cette caractéristique essentielle, l'ordre de commande de lacet conforme à la présente invention présente une double fonction : réduire les effets latéraux engendrés par la turbulence et compenser les effets latéraux qui 1 o seront induits par la commande corrective en roulis. En outre, de façon avantageuse, on calcule également une valeur de dérapage de l'aéronef, et on utilise ensuite cette valeur de dérapage ainsi calculée, à l'étape a), pour estimer les moments de roulis et de lacet : 15 Dans ce cas, de préférence, pour calculer ladite valeur de dérapage

on calcule une valeur pl illustrant la dérivée par rapport au temps du dérapage, à l'aide de l'expression suivante : = Ay + ri .Ax + g.cosO.sinç û r.cosa + p.sina 20 dans laquelle : Ay est l'accélération latérale ; Ax est la distance longitudinale entre des accéléromètres utilisés pour mesurer l'accélération latérale et le centre de gravité de l'aéronef ; • r est la vitesse de lacet et ri est la dérivée par rapport au temps de r ; 25 cp est l'angle de roulis ; a est l'angle d'incidence ; et • 0 est l'assiette ; et on intégre cette valeur Pl de manière à obtenir ladite valeur de dérapage (3.

On peut, de plus, appliquer un filtre pour éliminer les basses fréquences et les hautes fréquences. Cette détermination mathématique de la valeur de dérapage (3 ne nécessite pas de sonde particulière pour connaître le dérapage de l'aéronef. Par ailleurs, pour estimer ledit moment de roulis ACew dû au vent à l'étape a), dans un mode de réalisation préféré : ù on détermine un moment de roulis global DC.e, à l'aide de l'expression suivante : DCe = AL / (p.V2.S.co/2) dans laquelle : • AL est un coefficient qui est calculé à partir de valeurs mesurées de paramètres de l'aéronef ; • p est la densité de l'air ; ^ V est la vitesse air de l'aéronef ; • S est la surface de la voilure de l'aéronef ; et • co représente la corde aérodynamique moyenne de l'aéronef ; ù on calcule ledit moment de roulis AC.ew (dû au vent) à l'aide de l'expression suivante : ACew = DCe - CeSt.Se - C.QSr.Sr - C.e[3.f3 - C.ep.p.co/V - C.er.r.co/V dans laquelle : C.e8t, CQSr, CI? 3, Cep et Cer sont des coefficients prédéterminés ; Se est un ordre de commande de roulis ; Sr est un ordre de commande de lacet ; . (3 est une valeur de dérapage ; ^ p et r sont les vitesses de roulis et de lacet ; co représente donc la corde aérodynamique moyenne de l'aéronef ; et . V représente donc la vitesse air de l'aéronef. En outre, à l'étape a), pour estimer ledit moment de lacet ACnw dû au vent, dans un mode de réalisation préféré : on détermine un moment de lacet global DCn, à l'aide de l'expression suivante : DCn = AN / (p.V2.S.co/2) dans laquelle : . AN est un coefficient qui est calculé à partir de valeurs mesurées de paramètres de l'aéronef (A) ; 1 o p est la densité de l'air ; V est la vitesse air de l'aéronef (A) ; S est la surface de la voilure de l'aéronef (A) ; et co représente la corde aérodynamique moyenne de l'aéronef (A) ; et on calcule ledit moment de lacet ACnw à l'aide de l'expression sui- 15 vante : ACnw = DCn - Cn8r.8r - Cn(3.(3 - Cnr.r.co/V dans laquelle Cn&r, Cn(3, Cnr sont des coefficient prédéterminés ; 8r est un ordre de commande de lacet ; 20 (3 est une valeur de dérapage ; r est la vitesse de lacet. Par ailleurs, avantageusement, à l'étape c), on calcule ledit ordre de commande de roulis 8.e et ledit ordre de commande de lacet 8r, à l'aide de l'expression mathématique suivante : [dl _ "c' Cl8r -1 ACIw 8r ~Cnz Cn& ACnw dans laquelle : ù Ce& et Cn&r sont des coefficients de moment de roulis ; 25 ù CnSî et Cn&r sont des coefficients de moment de lacet ; ù AC.ew est ledit moment de roulis dû au vent ; et ù ACnw est ledit moment de lacet dû au vent. Dans un mode de réalisation préféré, on applique ledit ordre de commande de roulis ainsi calculé à une pluralité de premiers organes mo- biles, en particulier une pluralité de spoilers et/ou d'ailerons. En outre, dans un mode de réalisation particulier, avantageuse-ment : dans une étape antérieure à l'étape d) • on détermine au moins un paramètre caractéristique relatif au roulis et/ou au lacet (qui varie en fonction de la présence d'une turbulence et le cas échéant de sa sévérité) ; et on compare ce paramètre caractéristique à une valeur de seuil prédéterminée ; et à l'étape d), on applique lesdits ordres de commande de roulis et de la-cet, uniquement si ledit paramètre caractéristique est supérieur à ladite valeur de seuil. Ainsi, grâce à ce mode de réalisation particulier, on réalise une surveillance des turbulences latérales, qui agissent sur ledit paramètre ca- ractéristique relatif au roulis et/ou au lacet, et on réalise une atténuation des effets latéraux engendrés sur l'aéronef, uniquement en cas de détection, au cours de cette surveillance, de turbulences latérales, c'est-à-dire lorsque ledit paramètre caractéristique dépasse ladite valeur de seuil. La présente invention concerne également un dispositif pour atté- nuer sur un aéronef, en particulier un avion de transport, les effets latéraux engendrés par au moins une turbulence rencontrée par cet aéronef au cours d'un vol. Selon l'invention, ledit dispositif est du type comportant : des moyens pour estimer un moment de roulis de l'aéronef, qui est dû au vent, ainsi qu'un moment de lacet de l'aéronef, qui est également dû au vent ; des moyens pour mesurer les valeurs courantes de paramètres de l'aéronef ; des moyens pour calculer, à l'aide desdits moments de roulis et de lacet estimés et desdites valeurs courantes mesurées : un ordre de commande de roulis pour au moins un premier organe mobile commandable qui est susceptible d'agir sur le roulis de l'aéronef, ledit ordre de commande de roulis étant tel qu'appliqué audit premier organe mobile, il permet de minimiser sur l'aéronef les perturbations en roulis dues au vent ; et un ordre de commande de lacet pour au moins un second organe mobile commandable qui est susceptible d'agir sur le lacet de I'aé- 15 ronef ; et des moyens pour appliquer : . ledit ordre de commande de roulis audit premier organe mobile ; et . ledit ordre de commande de lacet audit second organe mobile, est remarquable en ce que lesdits moyens pour calculer les ordres de corn- 20 mande de roulis et de lacet sont formés de manière : à calculer lesdits ordres de commande de roulis et de lacet à l'aide d'une même expression mathématique ; et à calculer ledit ordre de commande de lacet de sorte que, lorsqu'il est appliqué audit second organe mobile, ledit ordre de commande de lacet 25 permet de compenser sur l'aéronef à la fois les effets latéraux engendrés par la turbulence et les effets latéraux engendrés par l'application dudit ordre de commande de roulis audit premier organe mobile.

La présente invention concerne également un système d'aéronef qui comporte : au moins un premier organe mobile commandable (mais de préférence une pluralité de premiers organes mobiles commandables), par exemple un aileron ou un spoiler, qui est susceptible d'agir sur le roulis de l'aéronef ; au moins un second organe mobile commandable, par exemple une dé-rive, qui est susceptible d'agir sur le lacet de l'aéronef ; et un dispositif tel que celui précité, pour atténuer sur l'aéronef des effets latéraux engendrés par au moins une turbulence rencontrée par cet aéronef au cours d'un vol, en déterminant des ordres de commande et en les appliquant auxdits premier et second organes mobiles. En outre, la présente invention concerne également un aéronef qui est muni d'un dispositif tel que celui précité et/ou d'un système d'aéronef tel que celui précité. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. La figure 2 est un schéma montrant un aéronef sur lequel on a représenté les différents axes de mouvement. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à être monté sur un aéronef A, par exem- ple un avion de transport, pour atténuer les effets latéraux engendrés par au moins une turbulence rencontrée par cet aéronef A au cours d'un vol. On sait qu'une turbulence correspond à une agitation de l'air qui se superpose au mouvement moyen de l'air et qui est constituée par des mouvements désordonnés, en continuelle transformation. Une turbulence se rencontre à l'intérieur ou au voisinage des nuages (par exemple dans un nuage orageux où coexistent des courants verticaux de sens contraire). Il existe également des turbulences en ciel clair, soit près du sol, soit à très haute altitude à proximité de courants jets.

Selon l'invention, ledit dispositif 1 comporte : un ensemble 2 de sources d'informations, qui comprennent des moyens usuels pour mesurer (ou calculer) les valeurs courantes de paramètres de l'aéronef A, précisés ci-dessous, lors d'un vol ; des moyens 3 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 4 audit ensemble 2 de sources d'informations et qui sont formés de manière à estimer, d'une part, un moment de roulis de l'aéronef A, qui est dû au vent (c'est-à-dire à une turbulence) rencontré par l'aéronef au cours du vol, et d'autre part, un moment de lacet de l'aéronef A qui est également dû au vent ; des moyens 5 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 6 audit ensemble 2 de sources d'informations et qui sont formés de manière à déterminer une valeur de dérapage et à la transmettre auxdits moyens 3 via une liaison 10 ; une unité de calcul 7 qui est reliée par l'intermédiaire de liaisons 8 et 9 respectivement audit ensemble 2 et auxdits moyens 3 et qui est formée de manière à calculer, à l'aide des moments de roulis et de lacet estimés par les moyens 3 et des valeurs courantes mesurées par l'ensemble 2, en utilisant une même expression mathématique (1) précisée ci-dessous : . un ordre de commande de roulis pour au moins un premier organe mobile commandable (ou surface de contrôle) précisé ci-dessous, qui est susceptible d'agir sur le roulis de l'aéronef A. Cet ordre de commande de roulis est tel qu'appliqué audit premier organe mobile, il permet de minimiser sur l'aéronef A les perturbations en roulis dues au vent ; et un ordre de commande de lacet pour au moins un second organe mobile commandable (ou surface de contrôle), précisé ci-dessous, qui est susceptible d'agir sur le lacet de l'aéronef A. Cet ordre de commande de lacet est tel qu'appliqué audit second organe mobile, il permet de compenser sur l'aéronef des effets latéraux, à savoir à la fois les effets latéraux engendrés par la turbulence et les effets latéraux engendrés par l'application dudit ordre de commande de 1 o roulis audit premier organe mobile ; un ensemble Al de moyens d'actionnement qui sont susceptibles d'actionner, c'est-à-dire de déplacer, comme illustré par une liaison 11 en traits mixtes, au moins un premier organe mobile faisant partie d'un ensemble B1 d'un (de) premier(s) organe(s) mobile(s). Ledit ensemble 15 B1 peut comporter un ou plusieurs premiers organes mobiles, de préférence des spoilers 20 et/ou des ailerons 21 de l'aéronef A. Ledit ensemble Al reçoit ledit ordre de commande de roulis par l'intermédiaire d'une liaison 12 de ladite unité de calcul 7, et ses moyens d'actionnement déplacent le ou les premiers organes mobiles dudit ensemble B1, 20 de façon usuelle, conformément audit ordre de commande de roulis ; et un ensemble A2 de moyens d'actionnement qui sont susceptibles d'actionner, c'est-à-dire de déplacer, comme illustré par une liaison 13 en traits mixtes, au moins un second organe mobile faisant partie d'un ensemble B2 d'un (de) second(s) organe(s) mobile(s). Ledit ensemble B2 25 peut comporter un ou plusieurs seconds organes mobiles. Il comporte, de préférence, une dérive 22. Ledit ensemble A2 reçoit ledit ordre de commande de lacet par l'intermédiaire d'une liaison 14 de ladite unité de calcul 7, et ses moyens d'actionnement déplacent le ou les seconds organes mobiles dudit ensemble B2, de façon usuelle, conformément audit ordre de commande de roulis. Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 fait partie, ainsi que lesdits ensembles B1 et B2, d'un système 15 qui est embar- qué sur l'aéronef A. Les traitements (mesures, calculs, applications d'ordres, ...) mis en oeuvre par ledit dispositif 1 sont réalisés en temps réel. En outre, dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif 1 est formé de manière à appliquer ledit ordre de commande de roulis à une pluralité de premiers organes mobiles, en particulier à une pluralité de spoilers 20 et/ou d'ailerons 21. Le dispositif 1 conforme à l'invention est donc formé de manière à minimiser les perturbations en moments de roulis, ainsi que les effets latéraux, engendrés par une turbulence sur l'aéronef A. Ceci permet notamment d'améliorer le confort du pilote et des passagers de l'aéronef A, et d'entraîner une réduction potentielle du nombre de blessés, lors de rencontres de turbulences par l'aéronef A. On notera que l'ordre de commande de lacet qui est appliqué au second organe mobile permet de compenser à la fois les effets latéraux engendrés par la turbulence et les effets latéraux engendrés par l'application dudit ordre de commande de roulis audit premier organe mobile. II a donc une double fonction : réduire les effets de la turbulence et compenser les effets induits par la commande en roulis. Ledit dispositif 1 s'applique à tous types de turbulences qui engendrent des effets latéraux sur l'aéronef, à savoir aussi bien des turbulences atmosphériques que des turbulences de sillage. En outre, lesdits moyens 5 calculent une valeur de dérapage 13, que les moyens 3 utilisent ensuite pour estimer les moments de roulis et de lacet de l'aéronef A.

Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 5 comportent les éléments suivants intégrés, pour calculer ladite valeur de dérapage 13 : un élément pour calculer une valeur 131 illustrant la dérivée par rapport au temps du dérapage. Pour ce faire, cet élément utilise l'expression suivante représentant l'équation de la force latérale : 131 = Ay + r1 .Ax + g.cosO.sincp ù r.cosa + p.sina dans laquelle : cp est l'angle de roulis de l'aéronef A ; cos et sin sont respectivement le cosinus et le sinus ; Ay est l'accélération latérale de l'aéronef A ; Ax est la distance longitudinale entre des accéléromètres utilisés pour mesurer l'accélération latérale et le centre de gravité de l'aéronef A ; r est la vitesse de lacet de l'aéronef A ; ri est la dérivée par rapport au temps de r ; g est l'accélération de la pesanteur ; • a est l'angle d'incidence de l'aéronef A ; et . 0 est l'assiette de l'aéronef A ; et un élément pour intégrer cette valeur 131, de façon usuelle, par rapport au temps, de manière à obtenir ladite valeur de dérapage 13. Les moyens 5 peuvent, de plus, comporter un filtre pour éliminer les basses fréquences et les hautes fréquences. Cette détermination mathématique de la valeur de dérapage R ne nécessite pas de sonde particulière pour connaître le dérapage de l'aéronef A. Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 3 qui sont destinés à estimer le moment de roulis AC.ew dû au vent, comportent les éléments (intégrés et non représentés) suivants : ù un premier élément pour déterminer des inerties de l'aéronef A, en fonction de sa masse et de son centrage (qui sont déterminés de façon usuelle par des moyens faisant partie dudit ensemble 2), ainsi que de données tabulées ; un deuxième élément pour déterminer un moment de roulis global DCt, à l'aide de l'expression suivante : DC.e = AL / (p.V2.S.co/2) dans laquelle : . AL est un coefficient précisé ci-dessous, qui est calculé à partir de valeurs mesurées de paramètres de l'aéronef A et des inerties dé-terminées par ledit premier élément ; • est la densité de l'air ; V est la vitesse air de l'aéronef A ; S est la surface de la voilure de l'aéronef A ; et co représente la corde aérodynamique moyenne de l'aéronef A ; et un troisième élément pour calculer ledit moment de roulis AC.ew à l'aide de l'expression suivante : ACew = DC.e - Ce8.e.&e - C.e8r.8r - Ce(3.(3 - Cep.p.co/V - Cer.r.co/V dans laquelle : Cae, C 8r, Cep, Cep et C.er sont des coefficients prédéterminés ; 8e est un ordre de commande de roulis ; 8r est un ordre de commande de lacet ; ^ R est une valeur de dérapage ; et ^ p et r sont les vitesses de roulis et de lacet.

A cet effet, on notera qu'à partir des équations de moment pour un aéronef A en roulis, on peut définir le moment de roulis de la manière suivante : p, q, r sont les vitesses angulaires (respectivement de roulis, tangage et lacet) autour des axes X, Y, Z de l'aéronef A, comme représenté sur la figure 2. Ces vitesses angulaires sont mesurées à l'aide de gyromètres usuels faisant partie de l'ensemble 2. Ces axes X, Y, Z sont les axes d'un repère Ra lié à l'aéronef A. Plus précisément : . X est défini selon l'axe longitudinal de l'aéronef A ; ^ Y est orthogonal à l'axe X et passe par le plan moyen des ailes de l'aéronef A ; et ^ Z est perpendiculaire au plan XY formé par les axes X et Y et il passe au centre de gravité de l'aéronef A ; on note lx, ly, Iz et Ixz les inerties respectivement selon les axes X, Y, Z et selon le plan XZ de l'aéronef A, qui sont calculées de façon usuelle ; on obtient : L=p1.lx-Ixz.(p.q+r1)-q.r.(ly-Iz), p1 et r1 étant les dérivées par rapport au temps depetr; pour de petites perturbations, on peut faire l'hypothèse suivante : AL = pl.Ix-r1.lxz on peut déduire le moment de roulis global en fonction de p (densité de l'air), S (surface de la voilure), co (corde aérodynamique moyenne), et V (vitesse air de l'aéronef A), en utilisant l'expression suivante : DC.e = AL / (p.V2.S.co/2) ; lorsque l'aéronef A est en opération, les boucles de commandes de vol ou les manoeuvres sont susceptibles, par le biais des surfaces de contrôle, de créer également des moments en roulis. Les commandes de vol régissant au vent, on va déterminer le supplément à contrer. Il s'agit donc de déduire du moment de roulis global DCe, les moments de roulis dus aux surfaces de contrôle de l'aéronef A qui sont déjà en mouvement (fonction de paramètres tels que le nombre de Mach et la configuration aérodynamique) ; et le moment de roulis dû au vent AC.ew ainsi obtenu n'a pas encore été contré et il doit être contré par les commandes de vol et les surfaces de contrôle. Par ailleurs, lesdits moyens 3 qui sont également destinés à estimer le moment de lacet ACnw dû au vent, comportent également les éléments (intégrés et non représentés) suivants : û un élément pour déterminer des inerties de l'aéronef A, en fonction de sa masse et de son centrage (qui sont déterminés de façon usuelle par des moyens faisant partie dudit ensemble 2), ainsi que de données tabulées ; un élément pour déterminer un moment de lacet global DCn, à l'aide de l'expression suivante : DCn = AN / (p.V2.S.co/2) dans laquelle : . AN est un coefficient précisé ci-dessous, qui est calculé à partir de valeurs mesurées de paramètres de l'aéronef A et des inerties dé-terminées par l'élément précédent ; ^ p est la densité de l'air ; • V est la vitesse air de l'aéronef A ; • S est la surface de la voilure de l'aéronef A ; et ^ co représente la corde aérodynamique moyenne de l'aéronef A ; et û un élément pour calculer ledit moment de roulis ACnw à l'aide de l'expression suivante : ACnw = DCn - Cn8r.8r - Cn(3.p - Cnr.r.co/V dans laquelle . Cn&r, Cnp, Cnr sont des coefficient prédéterminés ; • 8r est un ordre de commande de lacet ; 1^ 3 est une valeur de dérapage ; et • r est la vitesse de lacet. A cet effet, on notera qu'à partir des équations de moment pour un aéronef A en lacet, on peut définir le moment de lacet de la manière suivante : p, q, r sont les vitesses angulaires (respectivement de roulis, tangage et lacet) autour des axes X, Y, Z de l'aéronef A, comme représenté sur la figure 2. Ces vitesses angulaires sont mesurées à l'aide de gyromètres usuels faisant partie de l'ensemble 2. Ces axes X, Y, Z sont les axes d'un repère Ra lié à l'aéronef A. Plus précisément : X est défini selon l'axe longitudinal de l'aéronef A ; . Y est orthogonal à l'axe X et passe par le plan moyen des ailes de l'aéronef A ; et Z est perpendiculaire au plan XY formé par les axes X et Y et il passe au centre de gravité de l'aéronef A ; on note lx, ly, Iz et lxz les inerties respectivement selon les axes X, Y, Z et selon le plan XZ de l'aéronef A, qui sont calculées de façon usuelle ; on obtient : N = r1.lz-Ixz.(p1-q.r) +p.q.(Ix-ly), p1 et r1 étant les dérivées par rapport au temps de p et r ; pour de petites perturbations, on peut faire l'hypothèse suivante : ON = r1.lz-p1.lxz on peut déduire le moment de lacet global en fonction de p (densité de l'air), S (surface de la voilure), co (corde aérodynamique moyenne), et V (vitesse air de l'aéronef A), en utilisant l'expression suivante : DCn = ON / (p.V2.S.co/2) ; lorsque l'aéronef A est en opération, les boucles de commandes de vol ou les manoeuvres sont susceptibles, par le biais des surfaces de contrôle, de créer également des moments en lacet. Les commandes de vol régissant au vent, on va déterminer le supplément à contrer. Il s'agit donc de déduire du moment de lacet global DCn, les moments en lacet dus aux surfaces de contrôle de l'aéronef A qui sont déjà en mouvement (fonction de paramètres tels que le nombre de Mach et la configuration aérodynamique) ; et le moment de lacet dû au vent ACnw ainsi obtenu n'a pas encore été contré et il doit être contré par les commandes de vol et les surfaces de contrôle.

Par ailleurs, ladite unité de calcul 7 calcule ledit ordre de commande de roulis 8.e et ledit ordre de commande de lacet 8r, à l'aide de l'expression mathématique (1) suivante : SZ _ ClBI Car -' AC1w &• Cna CnE ACnw dans laquelle : CQ& et C.e8r sont des coefficients de moment de roulis ; Cn6.e et CnEr sont des coefficients de moment de lacet ; AC.ew est ledit moment de roulis dû au vent ; et ACnw est ledit moment de lacet dû au vent. On précise ci-après le mode de calcul des ordres 8,e et 8r précités.

Lorsque la fonction est activée, des ordres spécifiques sont envoyés aux surfaces dédiées au roulis (telles que les spoilers 20 et les ailerons 21) et au lacet (dérive 22). L'objectif est de créer artificiellement un moment en roulis contraire au moment en roulis dû au vent, de sorte à minimiser la prise de roulis par l'aéronef A. On change donc artificiellement la stabilité spirale de l'aéronef A. A partir de l'estimation des moments de roulis et de lacet dus au vent, l'objectif est de trouver un couple d'ordres en moment de roulis 8.e (avec de préférence les ailerons 21) et en moment de lacet 8r (avec la dérive 22) de manière à contrer les moments dus au vent. Les moments aérodynamiques engendrés par les surfaces de contrôle de l'aéronef A s'écrivent de la façon suivante : Clé ' Clbl Cl8r "[Si 8Cn8_ ~CnSl CnSr18r Si on introduit les moments dus au vent que l'on souhaite minimiser, on obtient : "Cl8l C18r 1811 AC1w ~CnSl CnSr8r ACnw Si on inverse cette dernière équation, on obtient l'expression 10 mathématique (1) précitée : bZ _ ( Cl8l Cl &° -1 AC1w &- Cn8l Ger, ACnw Les coefficients entrant dans le calcul de l'unité de calcul 7 sont donc les suivants : le coefficient de moment de roulis dû à un ordre de roulis Ct&? ; 15 le coefficient de moment de roulis dû à un ordre de lacet C.e6r ; le coefficient de moment de roulis dû au vent ACIw ; le coefficient de moment de lacet dû à un ordre de roulis Cné.e ; le coefficient de moment de lacet dû à un ordre de lacet Cnér ; et le coefficient de moment de lacet dû au vent ACnw. 20 Le coefficient de moment de lacet dû au moment de roulis dû au vent est jugé négligeable. Un filtre peut être ajouté sur les ordres, ainsi qu'un gain fonction des organes mobiles (ou surfaces de contrôle) utilisés. Un filtre peut per-mettre de filtrer les hautes fréquences non accessibles physiquement par 25 les organes mobiles utilisés. Il permet également de ne pas exciter la5 structure de l'aéronef A. II peut également apporter une avance de phase pour contrer le retard à l'activation, le retard sur l'estimation du moment de roulis et le retard engendré par les systèmes pour le calcul de l'algorithme. Le but est d'obtenir que l'effet physique du vent sur l'aéronef A et l'effet physique engendré par les organes mobiles soient en phase de manière à contrer de façon optimale la perturbation. En outre, comme indiqué ci-dessus, l'ordre en roulis 81 peut, par exemple, être converti en ordres pour les ailerons 21 et/ou les spoilers 20, et l'ordre de lacet 8r est converti, de préférence, en ordre pour la dérive 22. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens d'activation 17 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 18 auxdits moyens 3 et qui vérifient si des conditions d'activation sont satisfaites. Ces moyens d'activation 17 sont également reliés par l'intermédiaire d'une liaison 19 à un moyen d'émission 20 associé à ladite unité de calcul 7. Ce moyen d'émission 20 envoie les ordres de commande déterminés par l'unité de calcul 7 auxdits ensembles Al et A2 uniquement lorsque les moyens d'activation 17 indiquent que les conditions d'activation sont réunies et autorisent cet envoi.

Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens d'activa- tion 17 : déterminent au moins un paramètre caractéristique relatif au roulis et/ou au lacet (qui varie en fonction de la présence d'une turbulence, et le cas échéant, de sa sévérité) ; et comparent ce paramètre caractéristique à une valeur de seuil prédéterminée. Dans ce cas, le dispositif 1 applique lesdits ordres de commande de roulis et de lacet, uniquement si ledit paramètre caractéristique est su- périeur à ladite valeur de seuil. De préférence, on règle cette valeur de seuil de sorte que la fonction s'active à partir de turbulences modérées. Ledit paramètre caractéristique peut être une vitesse de roulis due au vent. Dans ce cas, à partir d'un coefficient de roulis dû à la vitesse de roulis Cep, on peut déterminer la vitesse de roulis pv due au vent à l'aide de l'expression suivante : pv=OC.ew.V / C.ep.co II est également possible d'utiliser, comme paramètre caractéristique, une vitesse de lacet, un moment de roulis ou un moment de lacet.

Une vitesse de roulis est cependant plus facile à appréhender qu'un moment de roulis. Lorsque l'activation de la turbulence est annulée, tous les ordres sont progressivement annulés, et les organes mobiles 20, 21, 22 utilisés reviennent progressivement à une position neutre.15

Claims (10)

1. REVENDICATIONS1. Procédé pour atténuer sur un aéronef (A) des effets latéraux engendrés par au moins une turbulence rencontrée par cet aéronef (A) au cours d'un vol, procédé selon lequel on réalise au cours d'un vol de l'aéronef (A), de façon automatique et itérative, la suite d'étapes successives suivante : a) on estime un moment de roulis de l'aéronef (A), qui est dû au vent et un moment de lacet de l'aéronef (A), qui est également dû au vent ; b) on mesure les valeurs courantes de paramètres de l'aéronef (A) ; 1 o c) à l'aide dudit moment de roulis estimé, dudit moment de lacet et desdites valeurs courantes mesurées, on calcule : ù un ordre de commande de roulis pour au moins un premier organe mobile (20, 21) commandable qui est susceptible d'agir sur le roulis de l'aéronef (A), ledit ordre de commande de roulis étant tel qu'appli- 15 qué audit premier organe mobile (20, 21), il permet de minimiser sur l'aéronef (A) les perturbations en roulis dues au vent ; et un ordre de commande de lacet pour au moins un second organe mobile (22) commandable qui est susceptible d'agir sur le lacet de l'aéronef (A) ; et 20 d) on applique : ù ledit ordre de commande de roulis audit premier organe mobile (20, 21) ; et ù ledit ordre de commande de lacet audit second organe mobile (22), caractérisé en ce qu'à l'étape c) : 25 on calcule lesdits ordres de commande de roulis et de lacet à l'aide d'une même expression mathématique ; et on calcule ledit ordre de commande de lacet de sorte que, lorsqu'il est appliqué audit second organe mobile (22), ledit ordre de commande de lacet permet de compenser sur l'aéronef (A) à la fois les effets latéraux engendrés par la turbulence et les effets latéraux engendrés par l'application dudit ordre de commande de roulis audit premier organe mobile (20, 21).
2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'on calcule une valeur de dérapage de l'aéronef, et en ce que l'on utilise ensuite cette valeur de dérapage ainsi calculée, à l'étape a), pour estimer les moments de roulis et de lacet.
3. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que, pour calculer ladite valeur de dérapage 13 : on calcule une valeur 131 illustrant la dérivée par rapport au temps du dérapage à l'aide de l'expression suivante : (31 = Ay + r1 .Ax + g.cos0.sincp - r.cosa + p.sina dans laquelle : . Ay est l'accélération latérale ; • Ax est la distance longitudinale entre des accéléromètres utilisés pour mesurer l'accélération latérale et le centre de gravité de l'aéronef (A) ; r est la vitesse de lacet et r1 est la dérivée par rapport au temps de r; cp est l'angle de roulis ; a est l'angle d'incidence ; et 0 est l'assiette ; et on intègre cette valeur 131 de manière à obtenir ladite valeur de dérapage [3.
4. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'à l'étape a), pour estimer ledit moment de roulis ACew dû au vent : - on détermine un moment de roulis global DC, à l'aide de l'expression suivante : DC.e = AL / (p.V2.S.co/2) dans laquelle . AL est un coefficient qui est calculé à partir de valeurs mesurées de paramètres de l'aéronef (A) ; . p est la densité de l'air • V est la vitesse air de l'aéronef (A) ; S est la surface de la voilure de l'aéronef (A) ; et co représente la corde aérodynamique moyenne de l'aéronef (A) ; et ù on calcule ledit moment de roulis ACew à l'aide de l'expression suivante : AC.ew = DC.e - Cl e.8.e - C.e8r.8r - C.e(3.(3 - Clp.p.co/V - CIr.r.co/V dans laquelle C18e, C.e6r, C.e(3, Clp et Clr sont des coefficient prédéterminés ; 8.e est un ordre de commande de roulis ; 8r est un ordre de commande de lacet ; R est une valeur de dérapage ; p et r sont les vitesses de roulis et de lacet.
5. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'à l'étape a), pour estimer ledit moment de lacet ACnw dû au vent : on détermine un moment de lacet global DCn, à l'aide de l'expression suivante : DCn = AN / (p.V2.S.co/2) dans laquelle : AN est un coefficient qui est calculé à partir de valeurs mesurées de paramètres de l'aéronef (A) ; • p est la densité de l'air ; • V est la vitesse air de l'aéronef (A) ; S est la surface de la voilure de l'aéronef (A) ; et . co représente la corde aérodynamique moyenne de l'aéronef (A) ; et ù on calcule ledit moment de roulis ACnw à l'aide de l'expression sui-vante : ACnw = DCn - Cn8r.8r - Cn(343 - Cnr.r.co/V dans laquelle • Cn6r, Cnp et Cnr sont des coefficient prédéterminés ; • 8r est un ordre de commande de lacet ; • 13 est une valeur de dérapage ; ^ r est la vitesse de lacet.
6. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape c), on calcule ledit ordre de commande de roulis & et ledit ordre de commande de lacet 8r, à l'aide de l'expression mathématique suivante : [811 (Cld C1&• _, AClw = Cnbl Cn8r ACnw dans laquelle : ù C.e& et Cnér sont des coefficients de moment de roulis ; ù Cn8t et Cnér sont des coefficients de moment de lacet ; ù ACew est ledit moment de roulis dû au vent ; et ù ACnw est ledit moment de lacet dû au vent.
7. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que : ù dans une étape antérieure à l'étape d) : . on détermine au moins un paramètre caractéristique relatif au roulis et/ou au lacet ; et • on compare ce paramètre caractéristique à une valeur de seuil ; et ù à l'étape d), on applique lesdits ordres de commande de roulis et de la-cet, uniquement si ledit paramètre caractéristique est supérieur à ladite valeur de seuil.
8. 8. Dispositif pour atténuer sur un aéronef (A) des effets latéraux engendrés par au moins une turbulence rencontrée par cet aéronef (A) au cours d'un vol, ledit dispositif (1) comportant : des moyens (3) pour estimer un moment de roulis de l'aéronef, qui est dû au vent, ainsi qu'un moment de lacet de l'aéronef, qui est également dû au vent ; des moyens (2) pour mesurer les valeurs courantes de paramètres de l'aéronef (A) ; des moyens (7) pour calculer, à l'aide desdits moments de roulis et de lacet estimés et desdites valeurs courantes mesurées : un ordre de commande de roulis pour au moins un premier organe mobile (20, 21) commandable qui est susceptible d'agir sur le roulis de l'aéronef (A), ledit ordre de commande de roulis étant tel qu'appliqué audit premier organe mobile (20, 21), il permet de minimiser sur l'aéronef (A) les perturbations en roulis dues au vent ; et un ordre de commande de lacet pour au moins un second organe mobile (22) commandable qui est susceptible d'agir sur le lacet de l'aéronef (A) ; et des moyens (A1, A2) pour appliquer : ledit ordre de commande de roulis audit premier organe mobile (20, 21);et ledit ordre de commande de lacet audit second organe mobile (22), caractérisé en ce que lesdits moyens (7) pour calculer les ordres de commande de roulis et de lacet, sont formés de manière : ù à calculer lesdits ordres de commande de roulis et de lacet à l'aide d'une même expression mathématique ; et à calculer ledit ordre de commande de lacet de sorte que, lorsqu'il est appliqué audit second organe mobile (22), ledit ordre de commande de lacet permet de compenser sur l'aéronef (A) à la fois les effets latéraux engendrés par la turbulence et les effets latéraux engendrés par l'application dudit ordre de commande de roulis audit premier organe mobile (20, 21).
9. 9. Système d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte : au moins un premier organe mobile commandable (20, 21) qui est susceptible d'agir sur le roulis de l'aéronef (A) ; au moins un second organe mobile commandable (22) qui est susceptible d'agir sur le lacet de l'aéronef (A) ; et un dispositif (1) tel que celui spécifié sous la revendication 8, pour atténuer sur l'aéronef (A) des effets latéraux engendrés par au moins une turbulence rencontrée par cet aéronef (A) au cours d'un vol, en déterminant des ordres de commande et en les appliquant auxdits premier et second organes mobiles (20, 21, 22).
10. 10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous la revendication 8.