FR3007131A1 - Procede et dispositif de diagnostic d'une perte de controle d'un aeronef - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un procédé de diagnostic d'une perte de contrôle d'un aéronef comprenant les étapes consistant à : -charger (101) des données brutes -charger (102) des paramètres de l'aéronef -calculer (103) une pluralité de données de référence prétraitées comprenant un prétraitement comprenant pour au moins une donnée de référence prétraitée une sous étape de calcul d'un terme d'avance de phase -déterminer (104) des seuils caractéristiques de perte de contrôle -détecter (105) au moins un type de perte de contrôle par comparaison des données de référence prétraitées avec des seuils caractéristiques -lorsqu'au moins un type de perte de contrôle est détecté : -identifier (106) le type de perte de contrôle prioritaire correspondant au type de perte de contrôle présentant le niveau de priorité le plus élevé, -communiquer (107) à un équipage le type de perte de contrôle prioritaire.
Description
Procédé et dispositif de diagnostic d'une perte de contrôle d'un aéronef DOMAINE DE L'INVENTION L'invention concerne le domaine d'aide au pilotage d'un aéronef et plus 5 particulièrement un procédé de diagnostique d'une perte de contrôle, et éventuellement de guidage de manière à sortir de la plupart des pertes de contrôle. Une perte de contrôle peut provenir d'un évènement extérieur à l'aéronef (par exemple météo) ou intrinsèque à l'aéronef (panne) ou lorsque par un 10 pilotage non adapté le pilote amène l'avion à sortir de son domaine de vol nominal. ETAT DE LA TECHNIQUE 15 La problématique est adressée différemment selon que l'aéronef présente des commandes de vol mécaniques ou des commandes de vol électriques. Dans le cas des aéronefs à commandes de vol mécaniques, les pertes de contrôle doivent être évitées par le pilote. Par entrainement, il connaît le domaine de vol nominal de son avion et est exercé à ne pas entrer dans des 20 situations pouvant amener des pertes de contrôle. Pour cela il utilise des informations visuelles de l'environnement extérieur et des données capteurs affichées sur une visualisation primaire de pilotage. Les défauts majeurs de cette solution sont essentiellement : fiabilité du pilote dans des situations de fatigue, tension, 25 désorientation ou même perte de connaissance, manque d'entrainement des pilotes pour les situations exceptionnelles de perte de contrôle, fiabilité des informations capteurs, en particulier pour les capteurs de type anémométriques, sensibles aux conditions extérieures, en 30 particulier de givrage.
La société Rockwell Collis propose pour les avions à commandes de vol mécaniques la fonction ABC (Autonomous Backup Control) qui permet, par appui du pilote sur un bouton dédié, de ramener automatiquement l'avion ailes à plat quelle que soit son attitude initiale. Ce document n'effectue pas de diagnostic du type de perte de contrôle et n'utilise pas de prétraitement des données. Pour ce même segment de marché, le document US 8195346 de la société Garmin décrit une fonction de protection ESP (Electronic Stability Protection) dont le but est de dissuader le pilote d'amener son avion en dehors d'un certain domaine de vol en appliquant une force sur le manche s'opposant à ses commandes. Ce document n'effectue pas de diagnostic du type de perte de contrôle et n'utilise pas de prétraitement des données. Il n'est par ailleurs pas adapté pour faire face à des situations de perte de contrôle indépendantes du pilote.
Dans le cas des aéronefs à commandes de vol électriques, il existe des protections du domaine de vol, dénommées protection d'enveloppe. Ces protections empêchent le pilote (ou le pilote automatique) de sortir l'aéronef de son domaine de vol nominal lorsque les commandes de vol sont intègres (ex : protection de décrochage, de survitesse, de fortes attitudes,...). Le niveau de protection varie en fonction des fabricants d'aéronefs et des types d'aéronef. Mais du fait de l'imprévisibilité de certaines situations, ces protections ne sont pas efficaces pour tous les cas de perte de contrôle ou les commandes de vol peuvent passer dans un mode dégradé (cas de pannes), offrant alors moins de fonction de protection d'enveloppe. Le document US 8086361 décrit un système d'alerte aidant le pilote à se sortir d'une situation de désorientation accompagnée d'un roulis excessif, en lui indiquant par des affichages ou des alertes sonores la direction de la commande à effectuer pour ramener l'avion ailes à plat. Ce document adresse uniquement le cas d'une perte de contrôle due à un roulis excessif, et n'effectue donc pas un diagnostic permettant l'identification d'autre types de perte de contrôle, et ne présente pas de prétraitement des données issues des capteurs intégrant un terme d'avance de phase..
Un but de l'invention est de pallier aux inconvénients précités en proposant un procédé permettant d'aider le pilote dans la prise de conscience de la situation de perte de contrôle et dans l'identification du type de perte de contrôle auquel il doit faire face, et plus particulièrement du type de contrôle prioritaire qu'il doit traiter en premier. DESCRIPTION DE L'INVENTION Selon un aspect de l'invention, la présente invention a pour objet un procédé 10 de diagnostic d'une perte de contrôle d'un aéronef comprenant les étapes consistant à : -charger des données brutes provenant de capteurs embarqués, -charger des paramètres de l'aéronef -calculer une pluralité de données de référence prétraitées relatives au 15 comportement aérodynamique de l'aéronef comprenant un prétraitement, ledit prétraitement comprenant pour au moins une donnée de référence prétraitée une sous étape de calcul d'un terme d'avance de phase déterminé à partir de l'évolution temporelle de ladite donnée de référence, -déterminer des seuils caractéristiques de perte de contrôle respectivement 20 associés à un ensemble de paramètres comprenant au moins une donnée de référence prétraitée et un type de perte de contrôle, -détecter au moins un type de perte de contrôle par comparaison des données de référence prétraitées avec des seuils caractéristiques, chaque type de perte de contrôle ayant un niveau de priorité associé, 25 -lorsqu'au moins un type de perte de contrôle est détecté : -identifier le type de perte de contrôle prioritaire correspondant au type de perte de contrôle présentant le niveau de priorité le plus élevé, -communiquer à un équipage le type de perte de contrôle prioritaire 30 Avantageusement les données de référence comprennent une incidence, une vitesse par rapport à l'air environnant, un facteur de charge, un angle de roulis et un angle de tangage, une vitesse de lacet et une vitesse verticale de l'aéronef.
Avantageusement le prétraitement comprend une sous étape consistant à filtrer ou estimer de la donné de référence, et une sous étape d'élaboration de la donnée de référence prétraitée à partir de la donnée de référence estimée ou filtrée d'une part et du terme d'avance de phase d'autre part.
Avantageusement au moins un seuil caractéristique est déterminé à partir de paramètres de l'aéronef et/ou de données extérieures et/ou du type de mission effectuée par l'aéronef. Avantageusement le procédé selon l'une comprend en outre une étape consistant à charger des données additionnelles provenant de calculateurs 10 embarqués générant des alarmes préalablement à l'étape de détection d'au moins un type de perte de contrôle. Avantageusement la communication au pilote le type de perte de contrôle prioritaire est réalisée sur le bandeau d'affichage des modes du pilote automatique. 15 Selon une variante le procédé selon l'invention comprenant en outre une phase de guidage pour permette de sortir de la perte de contrôle comprenant les étapes consistant à : -déterminer une stratégie de sortie de la perte de contrôle prioritaire comprenant une liste de consignes de guidage de sortie à exécuter sur des 20 commandes de l'aéronef, -identifier une consigne de guidage de sortie principale à exécuter prioritairement sur un axe de l'aéronef, -communiquer à l'équipage la consigne de guidage de sortie principale. Avantageusement le procédé selon l'invention comprend en outre une étape 25 consistant à communiquer à l'équipage un ensemble de consignes de guidage de sortie fonction de la stratégie de sortie via un directeur de vol. Avantageusement une stratégie de sortie comprend en outre une liste d'actions de commande d'une motorisation et/ou d'une configuration de l'aéronef. 30 Avantageusement le procédé selon l'invention comprend en outre une étape de communication au pilote d'au moins une action de commande d'une motorisation et/ou d'une configuration de l'aéronef. Avantageusement la communication au pilote de la consigne de guidage principale est réalisée par affichage sur la visualisation primaire de pilotage. 35 Selon une variante le procédé selon l'invention comprend en outre les étapes consistant à : -déterminer des seuils caractéristiques de sortie d'une perte de contrôle à partir des seuils caractéristiques de perte de contrôle -détecter une sortie de la perte de contrôle prioritaire par comparaison des données de référence avec des seuils caractéristiques de sortie de la perte de contrôle prioritaire. Avantageusement l'étape de détermination d'un seuil caractéristique de sortie prend en compte un hystérésis et/ou un temps de confirmation.
Avantageusement, lorsqu'une sortie de la perte de contrôle prioritaire est détectée, la phase de guidage comprend en outre des étapes de maintien post-sortie consistant à : -déterminer des consignes de guidage post-sortie pour mettre l'aéronef dans une situation de maintien stabilisée -communiquer à l'équipage des consignes de guidage post-sortie via un directeur de vol. Avantageusement la situation de maintien stabilisé consiste à mettre l'aéronef ailes à plat en faible montée en fonction de la puissance du moteur disponible.
Avantageusement les consignes de guidage sont couplées aux commandes de vol manuellement par une action du pilote ou automatiquement Avantageusement les actions de commande de motorisation et/ou de configuration de l'aéronef sont couplées aux commandes de motorisation et/ou de configuration manuellement par une action du pilote ou 25 automatiquement. D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre et en regard 30 des dessins annexés donnés à titre d'exemples non limitatifs et sur lesquels : -la figure 1 décrit les étapes du procédé de diagnostique selon l'invention, -la figure 2 décrit les sous étapes de l'étape de calcul des données de références, selon une variante de l'invention, 35 -la figure 3 illustre une variation du terme d'avance de phase de l'incidence. -la figure 4 illustre un mode d'affichage du type de perte de contrôle prioritaire, -la figure 5 décrit les étapes d'une phase de guidage du procédé selon l'invention, -la figure 6 illustre un mode d'affichage des consignes de guidage sur le directeur de vol. -la figure 7 illustre un mode d'affichage préféré de la consigne de guidage principale, -la figure 8 décrit les étapes du test de sortie de perte de contrôle et du 10 guidage de maintien post-sortie. -la figure 9 illustre un dispositif selon l'invention. -la figure 10 illustre l'architecture d'une fonction de « recovery » apte à réaliser les étapes du procédé selon l'invention. -la figure 11 décrit un module de diagnostique et de guidage selon 15 l'invention. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION La figure 1 montre les étapes du procédé 10 selon l'invention pour le 20 diagnostique d'une perte de contrôle. Le procédé est mis en oeuvre par un ou plusieurs calculateurs embarqués. Dans une première étape 101, le procédé charge des données brutes provenant de capteurs embarqués. Les capteurs embarqués comprennent les capteurs inertiels et les capteurs 25 anémométriques. Optionnellement, les capteurs embarqués comprennent des capteurs de navigation par satellite. Les données brutes issues des ces capteurs embarqués comprennent principalement l'attitude de l'aéronef, composé de trois grandeurs angulaires, le roulis (I), le tangage 8 et le lacet 4' selon les trois axes de l'aéronef (l'axe 30 longitudinal, l'axe transversal et l'axe normal), les vitesses et accélérations angulaires associées, les vitesses de l'aéronef selon les trois axes, vitesse longitudinale, transversale et normale (également dénommée vitesse verticale) et les accélérations associées.
Dans une deuxième étape 102 le procédé charge des paramètres de l'aéronef, constitués de paramètres décrivant un état de l'aéronef indépendamment de ses données de vol, typiquement son attitude. Ces paramètres comprennent par exemple les paramètres sur la motorisation de l'aéronef issu par exemple du calculateur moteur, sa masse, un état des volets, et optionnellement un état des becs si l'aéronef en est équipé, et un état du train d'atterrissage. Dans une étape 103 le procédé calcule une pluralité de données de 10 référence relatives au comportement aérodynamique de l'aéronef, qui servent de base pour l'établissement du diagnostique de perte de contrôle (LoC pour Loss of Control en langue anglaise). Les données de référence sont relatives au comportement aérodynamique de l'aéronef. Ces données comprennent l'incidence a, la vitesse par rapport 15 à l'air environnant, par exemple la CAS pour « Calibrated Air Speed » selon la terminologie anglo saxonne, le facteur de charge nz, l'angle de roulis (I), l'angle de tangage e, la vitesse de lacet v4) et la vitesse verticale Vz (vitesse selon l'axe normal) de l'aéronef. Pour un aéronef de type hélicoptère, ces données comprennent également la 20 vitesse du rotor Vr. L'étape 103 calcule une valeur pour chacune des données de référence à partir d'au moins une valeur d'une donnée brute chargée à l'étape 101. Ces données de référence sont prétraitées. Comme illustré figure 2, le calcul de chaque donnée de référence comprend 25 un prétraitement comprenant au moins une sous étape 110 consistant à filtrer des données brutes, ou le cas échéant estimer la donnée de référence à partir des données brutes lorsque celle-ci n'est pas mesurable directement ou est trop bruitée. 30 Pour au moins une donnée de référence, l'étape 103 comprend également une sous étape 111de calcul d'un terme d'avance de phase déterminé à partir de l'évolution temporelle de la donnée de référence calculée. Ce terme d'avance de phase permet, lorsque l'aéronef présente un comportement très dynamique dans lequel il est susceptible de franchir très 35 rapidement un seuil relatif à la donné de référence, d'anticiper ce franchissement de manière à générer une alarme à bon escient et à inhiber toute fausse alarme de nature à perturber l'attention du pilote, tout en lui procurant le temps nécessaire pour son action. Une donnée de référence prétraitée est ensuite élaborée à partir de la donnée estimée/filtrée et du terme d'avance de phase dans une étape 112. Le terme d'avance de phase Dap est évalué à partir de la dérivée par rapport au temps de la donnée de référence. Cette dérivée peut être mesurée ou estimée. Le calcul de ce terme d'avance de phase Dap dépend de la donnée de référence, et le cas échéant, de données brutes, d'autres données de référence, des paramètres de l'aéronef, et de l'utilisation opérationnelle de cet aéronef Par exemple une donnée de référence prétraitée Dp peut se définir comme la somme d'une donnée Dfe filtrée ou estimée à laquelle on ajoute un terme d'avance de phase Dap : Dp=Dfe + Dap Dans un premier exemple, le calcul suivant est effectué pour la donnée de référence prétraitée incidence ap : ap= afe aap afe = f(abc) * 1/ (14rp avec : abc incidence locale moyenne mesurée par les sondes d'incidence f fonction de transfert entre l'incidence locale et l'incidence globale de l'avion, dépendant des caractéristiques aérodynamiques de l'avion, p opérateur Laplacien de dérivation. Le filtrage de la sortie f(alpc) est réalisé avec un filtre du premier ordre. aap est calculé selon une courbe telle que décrite figure 3 où aderiv est calculé comme suit selon les formules classiques de mécanique de vol : a = 32,17*(cosO*cos0)- (1+ nz))* 57,3 +q TAS *1,68 Avec 0 tangage (assiette latérale), fp roulis (assiette longitudinale), nz facteur de charge , TAS vitesse air vraie et q vitesse de tangage.
La courbe en figure 3 est un exemple de calcul de terme d'avance de phase, qui permet de mettre à zéro le terme d'avance de phase dans le calcul de ap lorsque l'évolution de l'incidence est lente, et de limiter ce terme à des valeurs raisonnables lorsque la dérivée de l'incidence est trop importante.
Dans un deuxième exemple, le calcul suivant est effectué pour la donnée de référence prétraitée de tangage Op : Op = efe + eap elfe = e * 1/ (1+Tp) eap = T*0 * p/ (1+Tp) L'étape suivante 105 détermine des seuils caractéristiques associés à chaque type de perte de contrôle. Le procédé selon l'invention répertorie un ensemble de type de perte de contrôle, caractérisé par l'évolution par rapport à un seuil d'au moins une donnée de référence associée. Les types de perte de contrôle répertorié constituent par exemple une liste de types de perte de contrôle. Ainsi, les seuils caractéristiques de perte de contrôle sont respectivement associés à un ensemble de paramètres comprenant au moins une donnée 20 de référence et un type de perte de contrôle. Les seuils caractéristiques sont prédéterminés ou fonction : -des paramètres de l'avion (par exemple une condition sur l'incidence est fonction de la position des volets et des becs le cas échéant), et/ou -de données extérieures (par exemple les conditions de givrage), et/ou 25 -du type de mission confiée à l'aéronef (par exemple si l'aéronef effectue une patrouille maritime, un roulis plus élevé que pour une mission de transport civil est accepté). L'étape 105 détecte au moins un type de perte de contrôle par comparaison 30 des données de référence prétraités avec les seuils caractéristiques déterminés à l'étape 104. Le procédé selon l'invention associe également à chaque type de perte de contrôle répertorié, un niveau de priorité en fonction de la gravité de l'effet de la perte de contrôle sur l'aéronef. Tant qu'une perte de contrôle n'est pas détectée, le procédé reboucle à 35 l'étape 101.
Le tableau I décrit différents types de perte de contrôle (LoC) pour un aéronef de type avion, la (ou les) donnée de référence prétraitée associée au type de perte de contrôle pour effectuer un diagnostique, et un exemple de conditions de réalisation de la perte de contrôle dénommées « conditions de SET » du LoC sous la forme de franchissement de seuils de la (ou des) donnée de référence associée. Bien entendu la liste des types de pertes de contrôle doit être adaptée au 10 type d'aéronef. La tableau II décrit des situations de perte de contrôle additionnelles pour un aéronef de type hélicoptère. A noter que pour un hélicoptère, la perte de contrôle de type « Spin » n'existe pas. Type de perte de Donnée de Condition de SET Priorité contrôle référence prétraitée Décrochage Incidence ap ap > seuil ou alarme émise par un système « stall warning » 1 « Stall » Vitesse air trop Vitesse air CASp CAS > seuil ou 2 élevée P « Overspeed » Alarme de type VMO/MMO Facteur de charge Facteur de charge nzp nzp > seuil 3 trop élevé « Load Factor » Vrille Incidence ap Vitesse lacet \Ali, ap > seuil et IV4ip I > seuil 3 « Spin » Virage engagé Roulis (Pp (I)p < seuil et Vzp < seuil et ap < seuil 4 « Spiral Dive » Vitesse verticale Vzp Incidence ap Tangage pas trop Tangage Op Roulis (1:ép lept< seuil et Pb I>seuil 5 élevé et roulis trop élevé « Overbank » Tangage trop Tangage ep eP > seuil 5 élevé « Nose up » Tangage trop Tangage el, 0P < seuil 5 faible « Nose down » 15 Tableau I exemp e de types de perte de contrôle, données de référence prétraitées, seuils caractéristiques et niveaux de priorité associés. 3 0 0 7 1 3 1 11 Type de perte de Donnée de Condition de SET Priorité contrôle référence prétraitée Vitesse Rotor trop élevée Vitesse rotor Vrp Vrp > seuil ou alarme émise par un autre système 6 Vitesse rotor Vitesse Rotor Vrp Vrp < seuil ou alarme émise par un autre système 6 insuffisante Entrée en Vortex Vitesse verticale Vzp Vz < seuil et 7 P CASA <seuil et position pas collectif > seuil Tableau Il : exemple de types de perte de contrôle spécifiques pour un hélicoptère, données de référence prétraitées, seuils caractéristiques et niveaux de priorité associés. 5 La comparaison entre données de référence prétraitées et les seuils caractéristiques s'opère par comparaison des valeurs entre elles. En variante, préalablement à l'étape de détection 105, le procédé selon l'invention prend en compte des données additionnelles provenant de calculateurs embarqués générant des alarmes, par exemple un système dénommé « Stall Warning » en terminologie anglo-saxonne. Ces données additionnelles sont prises en compte pour l'élaboration du diagnostic et traitées en complément des comparaisons effectuées par le procédé à l'étape 105. Lors de certaines situations de perte de contrôle plusieurs types de perte de contrôle peuvent être détectés simultanément. Par exemple un tangage trop élevé peut être détecté dans les conditions de décrochage, et un « spiral 20 dive » peut être détecté avec un « overbank ». Dans ce cas, le procédé selon l'invention identifie dans une étape 106 un type de perte de contrôle prioritaire, correspondant au type de perte de contrôle présentant le niveau de priorité le plus élevé parmi les types de 25 pertes de contrôle détectés. Lorsque plusieurs pertes de contrôles ont été déterminées simultanément à l'étape 105, le procédé opère donc un tri de manière à identifier la perte de contrôle la plus problématique pour l'aéronef, dénommée perte de contrôle prioritaire, au moyen des niveaux de priorité ci-dessus. Lorsqu'un seul type de perte de contrôle est déterminé à l'étape 105, ce type de perte de contrôle unique est dénommé type de perte de contrôle prioritaire. Dans une étape suivante 107 le procédé communique à l'équipage, typiquement au pilote, le type de perte de contrôle prioritaire identifié à l'étape 106. La communication au pilote est effectuée typiquement par un message sonore, par exemple « Recover, Recover... » et/ou d'un affichage textuel comprenant l'activation de la fonction « recovery » et le type de perte de contrôle prioritaire identifié. Selon un mode préféré illustré figure 4, l'affichage du type de perte de contrôle prioritaire 41 est réalisée sur le bandeau d'affichage 42 des modes du pilote automatique (FMA pour Flight Mode Annunciator en terminologie anglo-saxonne). Un affichage 43 « FD Recovery » indique également au pilote que le procédé selon l'invention a détecté une situation de perte de contrôle. Les informations classiques figurant sur ce bandeau auront été préalablement supprimées pour ne pas perturber le pilote. Un avantage d'utiliser ce bandeau spécifique est de rendre l'information immédiatement visible par le pilote sur une interface à laquelle il est habitué. Un autre avantage est de remplacer un mode de guidage existant par un mode de guidage d'urgence.
L'identification et la communication au pilote du type de perte de contrôle prioritaire a pour avantage de mettre en évidence le type de perte de contrôle le plus dangereux en terme de gravité pour l'aéronef, et ainsi d'augmenter la pertinence du diagnostique.
Selon un mode de réalisation, le procédé 10 comprend en outre une phase de guidage pour permette de sortir de la perte de contrôle, illustrée figure 5. La sortie d'une situation de perte de contrôle est dénommée « Recovery » en terminologie anglo-saxonne.
Une première étape 51 détermine une stratégie de sortie de la perte de contrôle prioritaire identifiée à l'étape 106. La stratégie de sortie de la perte de contrôle prioritaire comprend une liste de consignes de guidage de sortie à exécuter sur des commandes de l'aéronef. Par consignes de guidage on entend les consignes destinées à modifier l'attitude de l'aéronef, ces modifications pouvant ensuite être réalisées manuellement par le pilote ou avec un certain niveau d'automatisation. Les consignes de guidage en « recovery » sont établies à partir de la stratégie de sortie correspondant au type de perte de contrôle identifié et 10 adaptées au type d'aéronef. Les consignes de guidage sont calculées pour les trois axes de l'aéronef : le tangage, le roulis et le lacet. Une stratégie est issue d'une bibliothèque de stratégie de « recovery », associé à un LoC et aux paramètres avion. 15 Par exemple, pour un « recovery » d'un « Spiral Dive » : -si la poussée moteur est trop forte : afficher "REDUCE THRUST" (action message) - mettre les ailes à plat en limitant les ordres (pour ne pas casser l'avion) -quand les ailes sont à plat ajuster la vitesse verticale avec le tangage en 20 fonction de la poussée moteur. Une étape suivante 52 identifie une consigne de guidage de sortie principale à exécuter prioritairement sur un axe de l'aéronef. La consigne de guidage principale est la consigne à exécuter en premier 25 avant toute autre manoeuvre. Cette consigne de guidage principale correspond à un mode dégradé de pilotage destiné à sortir rapidement et efficacement de la perte de contrôle, de manière non nécessairement optimal en terme de confort pour les passagers par exemple. 30 Le guidage peut être fait sur les 3 axes en simultanéité, mais pour être le plus efficace possible on privilégie un axe de guidage principal qui est à faire en première action. Par exemple pour la perte de contrôle de type « virage engagé » cité dans le tableau I, la stratégie de « Recovery » impose en priorité une action exclusive sur le roulis avec remise à plat des ailes suivi par une action sur le tangage. L'étape 53 communique à l'équipage la consigne de guidage de sortie 5 principale. L'avantage d'extraire et de communiquer à l'équipage une consigne de guidage principale consiste en une amélioration de l'efficacité de la sortie du fait de la fourniture d'une information claire et non ambigüe au pilote qui lui permet de réagir rapidement, sans hésitation ni erreur dans une situation de 10 stress important. Selon une variante préférée illustrée figure 6, pour un aéronef équipé d'un directeur de vol (« Flight Director » en anglais) mettant en oeuvre une aide au pilotage classique, le procédé selon l'invention comprend une étape 54 15 consistant à communiquer à l'équipage un ensemble de consignes de guidage, correspondant à la stratégie de sortie identifiée, via le directeur de vol. Le pilote est ainsi assisté pour sortir de la perte de contrôle d'une manière qui lui est familière et donc bien maîtrisée. 20 Selon un mode de réalisation, la stratégie de sortie comprend en outre une liste d'actions de commande de la motorisation et/ou d'une configuration des volets, et des becs le cas échéant. Ces d'actions sont associées aux consignes de guidage, les complètent le cas échéant, et dépendent du type d'aéronef. 25 Par exemple pour la perte de contrôle par décrochage de l'aéronef : en fonction du type d'aéronef, jet avec moteur sous les ailes, ou turbopropulseur avec les moteur sur les ailes, l'action « REDUCE THRUST » ou « INCREASE THRUST » ne seront pas identiques car générant des mouvement « cabreur » ou « piqueur » sur l'aéronef. 30 De manière préférentielle le procédé selon l'invention comprend en outre une étape 55 de communication au pilote d'au moins une action de commande d'une motorisation et/ou d'une configuration de l'aéronef (volets et becs le cas échéant).
La communication au pilote d'un ensemble d'actions de commande du moteur, des becs et des volets en association avec les consignes de guidage proprement dites permet d'améliorer la fonction de guidage du pilote en la rendant cohérente des procédures déterminées dans les manuels de vol et enseignées au pilote. Elle permet également de rappeler au pilote quoi faire en situation de stress. De manière générale la stratégie de « recovery » déterminée par le procédé selon l'invention peut être plus simple et moins performante que les algorithmes de guidage implémentés dans les pilotes automatiques modernes, mais permet de sortir rapidement des situations de perte de contrôle, ce qui est l'objectif du procédé selon l'invention. Selon une variante préférée, l'affichage de la consigne de guidage principale est réalisé sur la visualisation primaire de pilotage (PFD pour Primary Flight 15 Display en terminologie anglo-saxonne). L'affichage est très visible et vient en complément le cas échéant du guidage de sortie effectué via le directeur de vol par une symbologie classique de barre ou de chevrons sur le PFD. Selon un mode de réalisation préféré illustré figure 7, l'affichage de la 20 consigne de guidage principale est réalisée par une flèche 71 indiquant la direction dans laquelle le pilote doit manoeuvrer ses commandes pour recouvrer des attitudes saines. La flèche 71 se superpose aux consignes données par le directeur de vol sous forme de barres 72 dans la visualisation primaire de pilotage (PFD) 70. 25 En variante, l'affichage de la consigne de guidage principale est réalisée par une symbologie de type vecteur vitesse sur laquelle une consigne de vecteur vitesse est donnée au pilote. Le pilote modifie le vecteur vitesse de l'aéronef pour suivre la consigne de guidage, en agissant sur ses commandes. En variante également illustrée figure 7 des actions de commande 73 sur le 30 moteur (et/ou une configuration avion de becs et/ou de volets) sont affichées par des messages textuels dans la visualisation primaire 70. Selon une variante préférée illustrée figure 8 la phase de guidage du procédé selon l'invention comprend un test visant à établir si l'aéronef est sorti ou pas de la situation de perte de contrôle prioritaire pour laquelle le guidage est 35 mis en oeuvre.
Le procédé de diagnostique et de guidage selon l'invention comprend une étape 81 consistant à déterminer des seuils caractéristiques de sortie d'une perte de contrôle à partir des seuils caractéristiques de perte de contrôle. En fonction du type de perte de contrôle, un seuil caractéristique de sortie est fonction du type de perte de contrôle associé et de la donnée de référence à laquelle il s'applique. Le calcul de ces seuils s'opère selon la même logique que celui des seuils d'entrée dans la situation de perte de contrôle calculés à l'étape 104. En outre, un seuil de sortie peut être : -prédéterminé (égal ou pas au seuil d'entrée) - calculé à partir du seuil d'entrée correspondant en prenant en compte un hystérésis et/ou un temps de confirmation, (voir exemples sur le tableau III pour un aéronef de type avion). Pour certain type de perte de contrôle, la (ou les) donnée de référence 15 prétraitée permettant de diagnostiquer une entrée en situation de perte de contrôle n'est pas identique à la donnée permettant de déterminer une sortie de la situation en question. Un hystérésis ou un temps de confirmation sur les conditions de sortie est utilisé pour permettre de rester dans le mode de guidage de perte de 20 contrôle un temps suffisant permettant de garantir la sortie de cette perte de contrôle. On évite ainsi également les consignes de guidage furtives, lorsque l'aéronef évolue tout juste autour des valeurs seuil de SET. En particulier, les seuils caractéristiques de sortie sont calculés pour le type de perte de contrôle prioritaire identifié. 25 Le test 82 consiste à détecter une sortie de la perte de contrôle prioritaire par comparaison de la ou des données de référence prétraitées associées à la perte de contrôle prioritaire identifiée avec les seuils caractéristiques de sortie de celle-ci. Les conditions relatives à la sortie de la perte de contrôle sont dénommés 30 « conditions de RESET ». Type de perte de Donnée de Condition de RESET contrôle référence prétraitée Décrochage Incidence aP ap < seuil - hysteresis depuis plus de tl s « Stall » Vitesse air trop élevée Vitesse air CASA CASA < seuil - hysteresis « Overspeed » depuis plus de t2 s Facteur de charge trop Facteur de charge nzp nzp < seuil - hysteresis depuis plus de t3 s élevé « Load Factor » Vrille Incidence ap Vitesse lacet V4)0 ap < seuil - hysteresis et IVY1, I < seuil « Spin » Virage engagé Roulis (I)p (I )< seuil - hysteresis et IVe seuil « Spiral Dive » Vitesse de roulis VI) Tangage pas trop élevé et Roulis (I)p l(l)pl<SeUil - hysteresis et IVe seuil roulis trop élevé Vitesse de roulis V(I) depuis plus de t6 s « Overbank » Tangage trop élevé Tangage ep Op < seuil - hysteresis « Nose up » Tangage trop faible Tangage ep Op > seuil + hysteresis « Nose down » Tableau III : exemple de types de perte de contrôle, données de référence prétraitées et seuils caractéristiques de sortie en fonction des seuils caractéristique d'entrée Si les conditions de RESET ne sont pas vérifiées, le procédé reboucle à l'étape 101 de manière à vérifier que le diagnostic de perte de contrôle est toujours correct et à continuer de générer et d'afficher des consignes de guidage appropriées. Si les conditions de RESET sont vérifiées, l'aéronef est sorti de la perte de 10 contrôle prioritaire. Selon une variante préférée également illustrée figure 8 la phase de guidage du procédé selon l'invention comprend, outre un guidage de « recovery » décrit précédemment, un guidage de maintien en croisière post -sortie ou 15 post recovery. Le guidage de maintien post-sortie comprend une première étape 83 consistant à déterminer des consignes de guidage post-sortie pour mettre l'aéronef dans une situation de maintien stabilisée. L'étape suivante 84 communique à l'équipage des consignes de guidage 20 post-sortie via un directeur de vol. Ici le guidage s'opère selon un mode classique avec les directeurs de vol. Selon un mode de réalisation la situation de maintien stabilisée est identique pour toutes les sorties de « recovery ». Selon une variante préférée, pour un aéronef de type avion, elle consiste à mettre l'aéronef ailes à plat et en faible montée en fonction de la puissance du moteur disponible. En variante, la fonction de guidage est couplée à un système de pilotage 5 automatique pour réaliser automatiquement la sortie de l'aéronef hors de la situation de perte de contrôle. Ainsi les consignes de guidages sont couplées aux commandes de vol (ou directement aux gouvernes à travers des actionneurs) automatiquement, le couplage pouvant s'opérer manuellement par une action de pilote ou 10 automatiquement. De même les actions de commandes de motorisation et/ou de configuration de l'aéronef sont couplées aux commandes de motorisation et/ou de configuration de l'aéronef automatiquement, le couplage pouvant s'opérer manuellement par une action de pilote ou automatiquement. 15 Dans le cas de couplage manuel, c'est le pilote qui choisit de coupler le guidage au pilote automatique, ce à tout moment à partir de l'identification et de la communication de la perte de contrôle prioritaire, par exemple en appuyant sur le bouton habituel d'engagement du pilote automatique. 20 Dans le cas du couplage automatique, le guidage se couple au pilote automatique dès la détection et l'identification de la perte de contrôle prioritaire. En variante ce couplage s'effectue sur la base de critères tels qu'une temporisation fonction de la mission effectuée par l'aéronef. 25 Du fait de la mauvaise connaissance des modèles aérodynamiques en dehors du domaine de vol normal, ou encore de manque d'autorité du pilote automatique, le couplage au pilote automatique peut être interdit si l'aéronef est dans une zone trop extrême du domaine de vol, en particulier si les 30 attitudes en assiette longitudinale ou en roulis sont trop importantes. Selon un autre aspect de l'invention, l'invention concerne un dispositif de diagnostic d'une perte de contrôle d'un aéronef illustré figure 9 comprenant : -un module (90) de génération de données brutes (91) provenant de 35 capteurs embarqués (92), -un module (93) de chargement des paramètres (94) de l'aéronef, par exemple un calculateur moteur. -un module (95) de calcul d'une pluralité de données de référence (96) relatives au comportement aérodynamique de l'aéronef comprenant un module de prétraitement comprenant pour au moins une donnée de référence un sous module de calcul d'un terme d'avance de phase déterminé à partir de l'évolution temporelle de ladite donnée de référence., -un module (97) de détermination des seuils (98) caractéristiques de perte de contrôle respectivement associés à un ensemble de paramètres comprenant 10 au moins une donnée de référence et un type de perte de contrôle, -un module (99) de détection d'au moins un type de perte de contrôle par comparaison des données de référence avec des seuils caractéristiques, chaque type de perte de contrôle ayant un niveau de priorité associé, ledit module permettant d'identifier le type de perte de contrôle prioritaire 15 correspondant au type de perte de contrôle présentant le niveau de priorité le plus élevé, - un module (100) de communication à l'équipage du type de perte de contrôle prioritaire. 20 En outre, le dispositif peut comprendre un module de guidage comprenant : -un module de détermination d'une stratégie de sortie de la perte de contrôle prioritaire comprenant une liste de consignes de guidage de sortie à exécuter sur des commandes de l'aéronef, le module permettant d' identifier une consigne de guidage de sortie principale à exécuter prioritairement sur un 25 axe de l'aéronef, -un module de communication à l'équipage de la consigne de guidage de sortie principale. La figure 10 illustre l'architecture d'une fonction de « recovery » étant apte à 30 réaliser les étapes du procédé selon l'invention. Le module de diagnostic et de guidage10 reçoit des données de capteurs anémométriques 11, de capteurs inertiels 12, de capteurs de navigation par satellite 13, du calculateur moteur 14 de l'aéronef, ainsi que des informations 15 sur d'autres paramètres avion.
Le module 10 peut être hébergé dans différents types de calculateurs avioniques, par exemple les calculateurs dédiés au pilotage/guidage du vol ou les calculateurs de gestion d'alarmes. Le module 10 interagit avec le pilote via des visualisations 16 et des systèmes d'alertes 17, et avec les équipements de l'aéronef comprenant les commandes de vol 18, la manette ou le calculateur moteur 19 ainsi qu'avec d'autres systèmes 20 agissant sur les gouvernes, par exemple un système « Stall protection ».
Le module de diagnostic et de guidage 10 peut ainsi comprendre trois sous fonctions tel qu'illustré figure 11. Une sous fonction 20 de diagnostic, affichant le type de perte de contrôle identifié 23, une sous fonction 21 de guidage affichant les consignes de guidage 24 pour sortir de la situation de perte de contrôle, et une sous fonction 22 de couplage au pilote automatique permettant de commander des actionneurs ou des commandes de vol électriques 25. Selon un autre aspect de l'invention, l'invention concerne un produit programme d'ordinateur comprenant des instructions de code permettant 20 d'effectuer les étapes du procédé selon l'invention.
Claims (20)
- REVENDICATIONS1. Procédé de diagnostic d'une perte de contrôle d'un aéronef comprenant les étapes consistant à : -charger (101) des données brutes provenant de capteurs embarqués, -charger (102) des paramètres de l'aéronef -calculer (103) une pluralité de données de référence prétraitées relatives au comportement aérodynamique de l'aéronef comprenant un prétraitement, ledit prétraitement comprenant pour au moins une donnée de référence prétraitée une sous étape de calcul d'un terme d'avance de phase (111) déterminé à partir de l'évolution temporelle de ladite donnée de référence, -déterminer (104) des seuils caractéristiques de perte de contrôle respectivement associés à un ensemble de paramètres comprenant au moins une donnée de référence prétraitée et un type de perte de contrôle, -détecter (105) au moins un type de perte de contrôle par comparaison des 15 données de référence prétraitées avec des seuils caractéristiques, chaque type de perte de contrôle ayant un niveau de priorité associé, -lorsqu'au moins un type de perte de contrôle est détecté : -identifier (106) le type de perte de contrôle prioritaire correspondant au type de perte de contrôle présentant le niveau de priorité le plus élevé, 20 -communiquer (107) à un équipage le type de perte de contrôle prioritaire
- 2. Procédé selon la revendication 1 dans lequel les données de référence comprennent une incidence (a), une vitesse par rapport à l'air environnant 25 (CAS), un facteur de charge (nz), un angle de roulis (4)) et un angle de tangage (0), une vitesse de lacet (vit)) et une vitesse verticale (Vz) de l'aéronef.
- 3. Procédé selon l'une des revendications précédentes dans lequel le 30 prétraitement comprend une sous étape consistant à filtrer ou estimer (110) de la donné de référence, et une sous étape d'élaboration de la donnée de référence prétraitée à partir de la donnée de référence estimée ou filtrée d'une part et du terme d'avance de phase d'autre part.
- 4. Procédé selon l'une des revendications précédentes dans lequel au moins un seuil caractéristique est déterminé à partir de paramètres de l'aéronef et/ou de données extérieures et/ou du type de mission effectuée par 5 l'aéronef.
- 5. Procédé selon l'une des revendications précédentes comprenant en outre une étape consistant à charger des données additionnelles provenant de calculateurs embarqués générant des alarmes préalablement à l'étape de 10 détection d'au moins un type de perte de contrôle.
- 6. Procédé selon l'une des revendications précédentes dans lequel la communication au pilote le type de perte de contrôle prioritaire est réalisée sur le bandeau d'affichage (42) des modes du pilote automatique. 15
- 7. Procédé selon l'une des revendications précédentes comprenant en outre une phase de guidage pour permette de sortir de la perte de contrôle comprenant les étapes consistant à : -déterminer (51) une stratégie de sortie de la perte de contrôle prioritaire 20 comprenant une liste de consignes de guidage de sortie à exécuter sur des commandes de l'aéronef, -identifier (52) une consigne de guidage de sortie principale à exécuter prioritairement sur un axe de l'aéronef, -communiquer (53) à l'équipage la consigne de guidage de sortie principale. 25
- 8. Procédé selon la revendication 7 comprenant en outre une étape (54) consistant à communiquer à l'équipage un ensemble de consignes de guidage de sortie fonction de la stratégie de sortie via un directeur de vol. 30
- 9. Procédé selon les revendications 7 ou 8 dans lequel une stratégie de sortie comprend en outre une liste d'actions de commande d'une motorisation et/ou d'une configuration de l'aéronef.
- 10. Procédé selon l'une des revendications 7 à 9 comprenant en outre une étape (55) de communication au pilote d'au moins une action de commande d'une motorisation et/ou d'une configuration de l'aéronef.
- 11. Procédé selon l'une des revendications 7 à 10 dans lequel la communication au pilote de la consigne de guidage principale est réalisée par affichage (71) sur la visualisation primaire de pilotage (70).
- 12. Procédé selon l'une des revendications 7 à 11 comprenant en outre les 10 étapes consistant à : -déterminer des seuils caractéristiques de sortie d'une perte de contrôle à partir des seuils caractéristiques de perte de contrôle -détecter une sortie de la perte de contrôle prioritaire par comparaison des données de référence avec des seuils caractéristiques de sortie de la perte 15 de contrôle prioritaire.
- 13. Procédé selon la revendication 12 dans lequel l'étape de détermination d'un seuil caractéristique de sortie prend en compte un hystérésis et/ou un temps de confirmation. 20
- 14. Procédé selon l'une des revendications 12 ou 13 dans lequel, lorsqu'une sortie de la perte de contrôle prioritaire est détectée, la phase de guidage comprend en outre des étapes de maintien post-sortie consistant à : -déterminer des consignes de guidage post-sortie pour mettre l'aéronef dans 25 une situation de maintien stabilisée -communiquer à l'équipage des consignes de guidage post-sortie via un directeur de vol.
- 15. Procédé selon la revendication 14 dans lequel la situation de maintien 30 stabilisé consiste à mettre l'aéronef ailes à plat en faible montée en fonction de la puissance du moteur disponible.
- 16. Procédé selon l'une des revendications 7 à 15 dans lequel les consignes de guidage sont couplées aux commandes de vol manuellement par une 35 action du pilote ou automatiquement
- 17. Procédé selon l'une des revendications 9 à 16 dans lequel les actions de commande de motorisation et/ou de configuration de l'aéronef sont couplées aux commandes de motorisation et/ou de configuration manuellement par 5 une action du pilote ou automatiquement.
- 18. Dispositif pour diagnostiquer une perte de contrôle d'un aéronef, le dispositif comprenant des moyens pour mettre en oeuvre les étapes du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6.
- 19. Dispositif pour diagnostiquer une perte de contrôle d'un aéronef selon la revendication 18 et pour guider l'aéronef de manière à sortir de la perte de contrôle, comprenant en outre des moyens pour mettre en oeuvre le procédé selon les revendications 6 à 17.
- 20. Un produit programme d'ordinateur, ledit programme d'ordinateur comprenant des instructions de code permettant d'effectuer les étapes du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 17. 20 10 15
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