IMPROVING THE DETECTION AND SIGNALING OF THE VORTEX DOMAIN APPROACH BY A GIRAVION

专利摘要:
The present invention relates to a method and a device (10) for detecting the approach of a vortex domain by a rotorcraft (20). After having previously determined a limit forward velocity threshold and a limit vertical velocity threshold defining a vortex entry limit for said rotorcraft (20), a predictive forward velocity (VAP) and a vertical velocity predictive (VZP) said rotorcraft (20) are calculated, said predictive vertical velocity (VZP) being calculated differently according to the value of said instantaneous forward speed (VA). Then, said predictive forward speed (VAP) and said predictive vertical velocity (VZP) are compared to said thresholds, which may be hysteresis thresholds, to determine whether said rotorcraft is approaching a vortex domain and signaling it. where appropriate to a pilot of said rotorcraft (20).
公开号:FR3053025A1
申请号:FR1601020
申请日:2016-06-28
公开日:2017-12-29
发明作者:Nicolas Certain；Lionel Pignier
申请人:Airbus Helicopters SAS；
IPC主号:

专利说明:

Cette vitesse conventionnelle Vc corrigée barométriquement est dite « vitesse propre » instantanée Vp » du giravion ou encore « vitesse vraie ».
La vitesse d’avancement prédictive Vap du giravion constitue alors une vitesse prédictive du giravion par rapport à l’air corrigée barométriquement qui peut également être désignée « vitesse propre prédictive Vpp » du giravion.
En outre, dans le cadre de l’invention, la vitesse d’avancement instantanée Va peut être approximée par la vitesse conventionnelle Vc qui est alors non corrigée.
De même, la vitesse d’avancement instantanée Va peut également être approximée par la composante horizontale de la vitesse propre instantanée Vp du giravion. Cette composante horizontale est une projection de la vitesse propre instantanée Vp sur un plan horizontal perpendiculaire à la direction de la pesanteur. La vitesse d’avancement prédictive Vap du giravion constitue alors une composante horizontale de la vitesse propre prédictive Vpp.
Ces approximations de la vitesse d’avancement Va sont possibles car le procédé selon l’invention permet de détecter une approche d’un domaine de vortex sur un intervalle de temps de prédiction At et en raison du caractère prédictif des vitesses d’avancement et verticale prédictive Vap et Vzp du giravion.
Une telle approximation de la vitesse d’avancement Va va en fait entraîner une approximation sur l’intervalle de temps de prédiction At, mais n’entrainera pas de cas de non détection de l’approche d’un domaine de vortex.
De préférence, l’anémomètre est bidirectionnel ou bien multidirectionnel et fournit des mesures de la vitesse du giravion par rapport à l’air qui sont précises y compris pour de faibles vitesses et jusqu’à des valeurs nulles. On connaît par exemple les anémomètres optiques, tels que les anémomètres LIDAR (d’après l’expression en langue anglaise « Llght Détection and Ranging »), qui permettent de mesurer la vitesse air d’un giravion par émission/réception séquentielle à fréquence donnée d’un faisceau lumineux LASER (d’après l’expression en langue anglaise « Light Amplification by Stimulated Emission of Radiation »). Il existe également les anémomètres ultrasoniques qui permettent de mesurer la vitesse d’un giravion par rapport à l’air par émission/réception d’ondes ultrasoniques.
Pour ces anémomètres, la vitesse du giravion par rapport à l’air mesurée peut comporter une composante longitudinale et une composante transversale selon les directions longitudinale X et transversale Y du giravion.
En outre, un anémomètre peut être monodirectionnel et fournir des mesures de la vitesse d’avancement du giravion par rapport à l’air selon la seule direction longitudinale X du giravion.
La vitesse d’avancement prédictive Vap et la vitesse verticale prédictive Vzp du giravion sont ensuite calculées en temps réel lors d’un vol du giravion. Ces vitesses d’avancement prédictive Vap et verticale prédictive Vzp sont des évaluations des vitesses d’avancement Va et verticale Vz que le giravion va atteindre à l'issue de l'intervalle de temps de prédiction At. Cet intervalle de temps de prédiction At est par exemple de 10 secondes (10s). Ces vitesses d’avancement prédictive Vap et verticale prédictive Vzp sont par exemple stockées dans un moyen de mémorisation que comporte le giravion.
La vitesse d’avancement prédictive Vap peut être calculée au cours d’une première sous-étape de calcul en fonction de la vitesse d’avancement instantanée Va et d’une accélération
dV d’avancement instantanée —à- du giravion sur l’intervalle de temps dt de prédiction At.
La vitesse d’avancement prédictive Vap est de préférence calculée par la première relation :
où t et At désignent respectivement le temps et l’intervalle de temps de prédiction.
La vitesse verticale prédictive Vzp peut être calculée au cours d’une deuxième sous-étape de calcul sous condition de la vitesse d’avancement instantanée Va, définissant trois cas.
Dans un premier cas, lorsque la vitesse d’avancement instantanée Va est supérieure à une vitesse limite supérieure, la vitesse verticale prédictive Vzp est calculée en fonction d’une vitesse verticale instantanée Vz du giravion, du bilan énergétique du giravion et de la variation de la puissance en palier du rotor principal sur l’intervalle de temps de prédiction At.
La vitesse verticale prédictive Vzp est ainsi calculée par la deuxième relation :
k étant une constante caractéristique de la famille de giravions du giravion, A étant un premier coefficient pondérateur, B étant un deuxième coefficient pondérateur et Vy étant une vitesse prédéterminée de puissance minimale de la famille de giravions. Le deuxième coefficient pondérateur B peut être fonction de la vitesse prédéterminée de puissance minimale Vy et est de préférence inférieur ou égal à 1.
Ce deuxième coefficient pondérateur B est déterminé par des essais relatifs à chaque famille de giravions. Ce deuxième coefficient pondérateur B est généralement proche de l’unité Toutefois, la spécificité de chaque giravion peut générer un léger écart par rapport à cette valeur générale, cet écart étant déterminé suite aux essais.
La constante caractéristique k a été définie notamment dans les documents FR 2921635 et FR 2921728. Cette constante caractéristique k est déterminée grâce à des essais, par exemple sur un giravion de référence de la famille de giravions, et à partir d’une approximation linéaire qui correspond à un rapport de proportionnalité entre les puissances du giravion et sa vitesse verticale instantanée Vz, indépendamment de la masse du giravion, tel que :
avec l’approximation
, Wvy et Wn étant les puissances nécessaires pour que le giravion vole en palier respectivement à la vitesse de puissance minimale Vy et à la vitesse d’avancement instantanée Va, W étant la puissance disponible instantanée du giravion.
Par suite, l’application du principe de conservation de l’énergie pendant une décélération du giravion jusqu’au vol stationnaire est défini par l’expression :
m, h et g désignant respectivement la masse du giravion, sa hauteur de vol par rapport au sol et l’accélération de la pesanteur, W„ et Wmot étant respectivement la puissance de vol nécessaire en palier du giravion à la vitesse d’avancement instantanée Va et la puissance fournie par la motorisation du giravion.
On peut alors en déduire la deuxième relation comme décrit dans les documents FR 2921635 et FR 2921728. Notamment, le premier coefficient pondérateur A est proportionnel au rapport — et g de préférence inférieur à 0.1. La valeur de ce premier coefficient pondérateur A peut être affinée lors des essais préliminaires. Ces coefficients pondérateurs A et B sont constants pour une famille de giravion.
Toutefois, cette deuxième relation diffère de celle citée dans les documents FR 2921635 et FR 2921728 par l’utilisation de la fonction valeur absolue appliquée à l’expression
le premier coefficient pondérateur A étant par ailleurs négatif. Cette utilisation de la fonction valeur absolue permet avantageusement de déterminer une vitesse verticale prédictive Vzp aussi bien lorsque le giravion est en phase de décélération ou bien d’accélération, le premier coefficient pondérateur A étant négatif. Cela permet d’anticiper une diminution de vitesse verticale Vz lors d’une accélération d’avancement du giravion.
Par ailleurs, l’expression
,qui représente la variation de la puissance en palier du rotor principal sur l’intervalle de temps de prédiction At, n’est applicable pour calculer la vitesse verticale prédictive Vzp uniquement lorsque le giravion vole d’une part avec une faible vitesse d’avancement instantanée Va inférieure à la vitesse prédéterminée de puissance minimale Vy de la famille du giravion mais toujours supérieure à la vitesse limite supérieure, et d’autre part avec une vitesse d’avancement instantanée Va décroissante caractérisant une décélération du giravion.
Dans un deuxième cas, lorsque la vitesse d’avancement instantanée Va est inférieure à une vitesse limite inférieure, la vitesse verticale prédictive Vzp est calculée en fonction de la vitesse verticale instantanée Vz et d’une accélération verticale instantanée
du giravion. La vitesse verticale prédictive Vzp est de préférence calculée par la troisième relation
D étant un troisième coefficient pondérateur. Le troisième coefficient pondérateur D est inférieur ou égal à 1. Ce troisième coefficient pondérateur C est déterminé par des essais relatifs à chaque famille de giravions.
Dans un troisième cas, lorsque la vitesse d’avancement instantanée Va est inférieure ou égale à la vitesse limite supérieure et est supérieure ou égale à la vitesse limite inférieure, deux alternatives sont possibles.
Selon une première alternative, la vitesse verticale prédictive Vzp est une interpolation, par exemple linéaire, entre les deux cas précédents, à savoir entre la deuxième et la troisième relations.
Selon une seconde alternative, la vitesse verticale prédictive Vzp est calculée selon une logique à hystérésis.
Ainsi, lorsque la vitesse d’avancement instantanée Va décroît à partir de la vitesse limite supérieure et reste supérieure ou égale à la vitesse limite inférieure, la vitesse verticale prédictive Vzp est calculée selon le premier cas, à savoir en fonction de la vitesse verticale instantanée Vz, du bilan énergétique du giravion et de la variation de la puissance nécessaire du rotor principal pour un vol en palier sur l’intervalle de temps de prédiction Δt. La deuxième relation peut être appliquée. A contrario, lorsque la vitesse d’avancement instantanée Va augmente à partir de la vitesse limite inférieure et reste inférieure ou égale la vitesse limite supérieure, la vitesse verticale prédictive Vzp est calculée selon le deuxième cas, à savoir en fonction de la vitesse verticale instantanée Vz et d’une accélération verticale instantanée
du giravion. La troisième relation peut être appliquée. L’accélération d’avancement instantanée
et l’accélération verticale instantanée
du giravion peuvent être mesurées directement et respectivement par un moyen de mesure dédié pour chaque type d’accélération. Ces accélérations peuvent également être déterminées respectivement par une dérivation temporelle de la vitesse d’avancement instantanée Va et de la vitesse verticale prédictive Vzp.
Par exemple, pour une famille de giravions correspondant à une masse comprise entre quatre et six tonnes, la constante caractéristique k est égal à 4000 pieds par minute (4000 ft/mn), le premier coefficient pondérateur A est égal à -0.05, le deuxième coefficient pondérateur B est égal à 1 lorsque la vitesse d’avancement Va est inférieure ou égale à la vitesse prédéterminée de puissance minimale Vy et nulle lorsque la vitesse d’avancement Va est supérieure à la vitesse prédéterminée de puissance minimale Vy. On rappelle qu’un pied est égal 0.3048 mètre.
Le troisième coefficient pondérateur D est quant à lui égal à 0.5. La vitesse prédéterminée de puissance minimale Vy est par exemple voisine de 65 nœuds (65 kt) pour cette famille de giravions. On rappelle qu’une vitesse de 1 nœud est une vitesse de 1 mille nautique par heure, 1 mille nautique étant égal 1852 mètres. Enfin, la vitesse limite inférieure est égale à 15 kt et la vitesse limite supérieure est égale à 35 kt, par exemple. Cette vitesse inférieure égale à 15 kt correspond dans ce cas à la limite d’entrée en vol stationnaire, la vitesse limite supérieure égale à 35 kt étant utilisée pour introduire une interpolation par lissage ou bien un cycle à hystérésis.
Puis, lors de l’étape de déclenchement d’une alarme, la vitesse d’avancement prédictive Vap et la vitesse verticale prédictive Vzp sont tout d’abord comparées avec respectivement les seuils de vitesse d’avancement limite et de vitesse verticale limite.
Selon une première variante de l’invention, le seuil de vitesse d’avancement limite et le seuil de vitesse verticale limite sont des seuils simples constitués respectivement par une vitesse d’avancement limite et par une vitesse verticale limite. Ces seuils de vitesse d’avancement limite et de vitesse verticale limite sont donc constants.
De préférence, la vitesse verticale limite correspond sensiblement à la moitié d’une valeur moyenne de la vitesse induite des filets d’air par l’action du rotor principal du giravion, lorsque le giravion évolue en vol stationnaire hors effet de sol. En effet, cette vitesse induite est fonction de la masse du giravion et de la densité de l’air. De fait, prendre une valeur moyenne de cette vitesse induite permet de couvrir l’ensemble et des conditions de vols ainsi que des giravions de la famille de giravions.
La vitesse d’avancement limite est par exemple égale à 25 kt et la vitesse verticale limite est égale à -1200 ft/mn pour la famille de giravions correspondant à une masse comprise entre quatre et six tonnes. L’alarme est alors déclenchée lorsque d’une part la vitesse d’avancement prédictive Vap est inférieure ou égale à la vitesse d’avancement limite et d’autre part la vitesse verticale prédictive Vzp est inférieure ou égale à la vitesse verticale limite. L’alarme est désactivée dès que la vitesse d’avancement prédictive Vap est supérieure à la vitesse d’avancement limite ou bien dès que la vitesse verticale prédictive Vzp est supérieure à la vitesse verticale limite.
Selon une deuxième variante de l’invention, le seuil de vitesse d’avancement est un premier seuil à hystérésis constitué par une première vitesse d’avancement limite et une seconde vitesse d’avancement limite. Le seuil de vitesse verticale limite est un second seuil à hystérésis constitué par une première vitesse verticale limite et une seconde vitesse verticale limite. La première vitesse d’avancement limite est inférieure à la seconde vitesse d’avancement limite et la première vitesse verticale limite est inférieure à la seconde vitesse verticale limite. La première vitesse verticale limite peut correspondre sensiblement à la moitié d’une valeur moyenne de la vitesse induite des filets d’air par l’action du rotor principal du giravion lorsque le giravion évolue en vol stationnaire hors effet de sol. Toutefois, il est possible que ce soit la seconde vitesse verticale limite qui corresponde sensiblement à la moitié d’une valeur moyenne de cette vitesse induite. Par exemple, la première vitesse d’avancement limite est égale à 21 kt, la seconde vitesse d’avancement limite est égale à 26 kt, la première vitesse verticale limite est égale à -1200 ft/mn et la seconde vitesse verticale limite est égale à -800 ft/mn. L’alarme est alors déclenchée lorsque d’une part la vitesse d’avancement prédictive Vap est inférieure ou égale à la première vitesse d’avancement limite et d’autre part la vitesse verticale prédictive Vzp est inférieure ou égale à la première vitesse verticale limite. L’alarme est désactivée dès que la vitesse d’avancement prédictive Vap est supérieure à la seconde vitesse d’avancement limite ou bien dès que la vitesse verticale prédictive Vzp est supérieure à la seconde vitesse verticale limite.
Selon une troisième variante de l’invention, le seuil de vitesse d’avancement limite et le seuil de vitesse verticale limite sont constitués par la courbe du domaine de vortex déterminée à l’issue des vols d’essais préliminaires du giravion de référence de la famille de giravions. Ces seuils de vitesse d’avancement limite et de vitesse verticale limite sont donc variables. L’alarme est alors déclenchée lorsque la vitesse d’avancement prédictive Vap et la vitesse verticale prédictive Vzp forment un point de fonctionnement prédictif du giravion situé sur ou bien en dessous de la courbe du domaine de vortex, l’alarme étant désactivée dès que la vitesse d’avancement prédictive Vap et la vitesse verticale prédictive Vzp forment un point de fonctionnement prédictif situé au-dessus de la courbe du domaine de vortex.
Selon une quatrième variante de l’invention, le seuil de vitesse d’avancement limite et le seuil de vitesse verticale limite sont constitués par deux courbes formant un seuil à hystérésis. Les deux courbes sont de préférence sensiblement parallèles et déterminées à l’issue des vols d’essais préliminaires du giravion de référence de la famille de giravions. Les seuils de vitesse d’avancement limite et de vitesse verticale limite sont donc, comme pour la troisième variante, variables.
Une courbe inférieure constitue la première borne de ce seuil à hystérésis et une courbe supérieure constitue la seconde borne de ce seuil à hystérésis. Par suite, l’alarme est déclenchée lorsque la vitesse d’avancement prédictive Vap et la vitesse verticale prédictive Vzp forment un point de fonctionnement prédictif du giravion situé sur ou bien en dessous de la courbe inférieure, l’alarme étant désactivée dès que la vitesse d’avancement prédictive Vap et la vitesse verticale prédictive VZP forment un point de fonctionnement prédictif situé au-dessus de la courbe supérieure.
Enfin, lors de l’étape de signalisation, l’alarme est signalée à un pilote du giravion suite au déclenchement de l’alarme. Cette alarme peut être signalée de façon visuelle au pilote, par exemple par l’intermédiaire de l’allumage d’un voyant dédié ou bien l’affichage d’un message spécifique sur un écran d’information. Cette alarme peut également être signalée de façon sonore au pilote, par exemple par l’émission d’un son spécifique ou bien d’un message enregistré.
En outre, lors de l’étape de signalisation, des temporisations peuvent être utilisées entre le déclenchement de l’alarme et la signalisation au pilote du giravion de ce déclenchement de l’alarme ainsi qu’entre la désactivation de l’alarme et la signalisation au pilote de cette désactivation de l’alarme. Ces temporisations permettent d’éviter de signaler au pilote des déclenchements et des désactivations de l’alarme intempestifs et successifs. Ces temporisations sont particulièrement utiles lors de l’utilisation de seuils simples des vitesses d'avancement limite et verticale limite. L’utilisation des seuils à hystérésis permettent en effet de limiter ce risque de signaler au pilote des déclenchements et désactivations de l’alarme intempestifs et successifs.
Toutefois, l’utilisation des seuils à hystérésis et des temporisations peut être cumulée afin de gérer au mieux la signalisation du déclenchement et de la désactivation de l’alarme.
Par exemple, la signalisation au pilote du déclenchement de l’alarme se produit une seconde (1s) après le déclenchement de l’alarme et la signalisation au pilote de la désactivation de l’alarme se produit trois secondes (3s) après la désactivation de l’alarme.
Par ailleurs, le procédé selon l’invention peut comporter une étape d’inhibition désactivant le déclenchement de l’alarme ou bien la signalisation de cette alarme. De préférence, cette étape d’inhibition désactive la signalisation de l’alarme et est située par exemple entre l’étape de déclenchement d’une alarme et l’étape de signalisation.
Une première condition d’inhibition correspond par exemple à un giravion évoluant à une hauteur par rapport au sol inférieure ou égale à une hauteur limite. Cette première condition d’inhibition caractérise une position du giravion proche du sol qui correspond par exemple à une phase de décollage ou d’atterrissage. Cette position proche du sol peut également correspondre à une phase d’atterrissage avortée.
Une deuxième condition d’inhibition correspond à un giravion comportant au moins deux moteurs et entré dans un mode de fonctionnement d’urgence suite à un dysfonctionnement d’un des moteurs depuis une durée inférieure à une durée prédéterminée.
Ces deux conditions d’inhibition caractérisent des phases de vol particulières, voire d’urgence, monopolisant toute l’attention du pilote et du copilote. Ajouter la signalisation d’une alarme à une situation déjà complexe pourrait perturber le pilote et/ou le copilote dans la gestion de cette situation sans leur apporter d’aide supplémentaire. Il est donc préférable de ne pas leur signaler alors l’approche d’un domaine de vortex. De plus, le giravion se trouve dans une phase transitoire, par exemple suite à la perte d’un moteur, pouvant expliquer l’approche d’un domaine de vortex, mais le pilote et/ou le copilote du giravion gèrent alors cette situation pour revenir à une phase de vol stable et s’éloigner donc naturellement de ce domaine de vortex. Signaler au pilote et/ou au copilote cette approche d’un domaine de vortex ne leur apporte aucune aide dans ce contexte et peut au contraire le perturber dans le déroulement de la procédure à appliquer.
Par exemple, la hauteur limite est comprise entre 20 et 100 ft et la durée prédéterminée est égale à 30 secondes (30s). Ces valeurs sont généralement indépendantes de la famille du giravion. Cette durée de 30s correspond à la durée du régime de super urgence OEI 30s des giravions, cette valeur pouvant varier en fonction de la durée admissible de ce régime de super urgence.
Il est à noter que le seuil de vitesse d’avancement limite et le seuil de vitesse verticale limite déterminés lors de l’étape préliminaire correspondent à un domaine de vortex statique, l’assiette du plan du rotor principal du giravion étant considérée sensiblement nulle. Par suite, la comparaison de la vitesse d’avancement prédictive Vap avec le seuil de vitesse d’avancement limite et de la vitesse verticale prédictive Vzp avec le seuil de vitesse verticale limite permet de détecter l’approche d’un domaine de vortex statique, l’assiette du plan du rotor principal du giravion étant sensiblement nulle.
Par contre, au cours d’un vol, un giravion évolue fréquemment avec un plan du rotor principal incliné, notamment lorsque le giravion est en phase de décélération. Par suite, l’assiette longitudinale Θ du giravion est non nulle, la direction longitudinale X du giravion étant inclinée de l’angle d’assiette Θ vis-à-vis d’un plan horizontal. Dans ce cas, le giravion peut être en approche d’un vortex dynamique.
Dans le cadre de l’invention, on peut admettre que les angles formés d’une part par le plan du rotor principal du giravion par rapport à un plan horizontal et d’autre part par l’assiette du giravion par rapport à un plan horizontal sont identiques.
En réalité, le pilote du giravion commande tout d’abord l’inclinaison du plan du rotor principal du giravion qui entraîne ensuite le changement d’assiette du giravion qui se stabilise à un angle d’assiette sensiblement égal à cet angle du plan du rotor principal du giravion vis-à-vis d’un plan horizontal. Donc, l’angle Θ formé par le plan du rotor principal du giravion par rapport à un plan horizontal et l’angle d’assiette du giravion par rapport à ce plan horizontal sont sensiblement identiques en fin de manœuvre, mais différentes pendant la période transitoire de réalisation de cette manœuvre.
Cette approximation est possible car d’une part l’écart entre l’assiette du plan du rotor principal et l’assiette longitudinale Θ du giravion est faible et/ou transitoire et d’autre part le procédé selon l’invention permet de détecter une approche d’un domaine de vortex sur un intervalle de temps de prédiction At.
Avantageusement, le diagramme du domaine de vortex statique déterminé lors de l’étape préliminaire est également adapté à la détection de l’approche d’un domaine de vortex dynamique. En effet, un changement de repère en appliquant une rotation du repère formé par les vitesses d’avancement et verticale instantanées Va,Vz selon l’angle d’assiette Θ permet de passer d’un domaine de vortex statique à un domaine de vortex dynamique.
Toutefois, lorsque la vitesse d’avancement Va du giravion est égale à la vitesse propre Vp ou bien approximée par la vitesse conventionnelle Vc, la vitesse d’avancement prédictive Vap est situé dans le plan du rotor principal aussi bien pour un domaine de vortex statique que dynamique.
En conséquence, lors de l’étape de déclenchement d’une alarme, la vitesse verticale prédictive Vzp comparée au seuil de vitesse verticale limite est remplacée par la formule (ivzp.cos0). Cette formule correspond ainsi à un changement de repère pour passer d’une repère de vortex dynamique au repère de vortex statique déterminé dans l’étape préliminaire.
Ainsi, quelle que soit la variante utilisée, le procédé de détection et de signalisation de l’approche d’un domaine de vortex par un giravion selon l’invention permet ainsi de déclencher une alarme lorsque le giravion est en approche d’un domaine de vortex de type statique, à savoir avec un angle d’assiette Θ du giravion sensiblement nul, ou bien d’un domaine de vortex de type dynamique, à savoir avec un angle d’assiette Θ du giravion non nul.
En outre, le procédé selon l’invention peut également permettre de déterminer si le giravion se situe à l’instant t courant dans un domaine de vortex. Dans ce but, lors de l’étape de calcul, la vitesse d’avancement prédictive Vap est remplacée par la vitesse d’avancement instantanée Va du giravion et la vitesse verticale prédictive Vzp est remplacée par la vitesse verticale instantanée Vz du giravion. L’invention a également pour objet un dispositif de détection de l’approche d’un domaine de vortex par un giravion, le giravion appartenant à une famille de giravions. Le giravion comportant un rotor principal muni de pales, le dispositif de détection de l’approche d’un domaine de vortex comporte : - un premier moyen de mesure pour mesurer une vitesse verticale instantanée Vz du giravion, - un deuxième moyen de mesure pour mesurer une vitesse conventionnelle Vc du giravion, - un moyen de mémorisation contenant un seuil de vitesse d’avancement limite et un seuil de vitesse verticale limite définissant une limite d’entrée dans un domaine de vortex pour la famille de giravions du giravion, - un moyen de calcul relié aux premier et deuxième moyens de mesure et au moyen de mémorisation, le moyen de calcul étant destiné à détecter l’approche d’un domaine de vortex par le giravion, et - un moyen de signalisation signalant l’approche d’un domaine de vortex par le giravion, le moyen de signalisation étant relié au moyen de calcul.
Le premier moyen de mesure est par exemple un variomètre et le deuxième moyen de mesure de vitesse est un anémomètre. Le moyen de mémorisation peut être une mémoire contenant une base de données comportant le seuil de vitesse d’avancement limite et un seuil de vitesse verticale limite ainsi que les différentes relations permettant le calcul d’une vitesse d’avancement
dV instantanée Va, d’une accélération d’avancement instantanée —-, dt d’une accélération verticale instantanée des vitesses dt prédictives et de détecter l’approche d’un domaine de vortex par le giravion. Le moyen de calcul est par exemple un calculateur et le moyen de signalisation est un voyant ou bien un écran d’information sur lequel est affiché un message signalant l’alarme.
Le dispositif met en œuvre le procédé de détection de l’approche d’un domaine de vortex par un giravion précédemment décrit afin de déterminer si le giravion est proche de rentrer dans un domaine de vortex. L’invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description suivante qui illustre des exemples de réalisation préférés, donnés sans aucun caractère limitatif, en référence aux figures annexées qui représentent : - les figures 1 et 2, deux représentations d’un giravion, - la figure 3, une illustration de l’écoulement de l’air en présence d’un rotor principal d’un giravion dans un domaine de vortex, - la figure 4, un dispositif de détection de l’approche d’un domaine de vortex par un giravion selon l’invention, - la figure 5, un schéma synoptique d’un procédé de détection de l’approche d’un domaine de vortex par un giravion, - les figures 6 et 7, deux diagrammes représentant un domaine de vortex, et - la figure 8, un diagramme simplifié représentant un domaine de vortex.
Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d’une seule et même référence.
Sur les figures 1 et 2, un giravion 20 comporte un rotor principal 21 muni de pales 22 tournant autour d’un axe 25. Un repère orthonormé (Χ,Υ,Ζ) est attaché au giravion 20. Ce repère (Χ,Υ,Ζ) est défini par une direction longitudinale X s’étendant de l’érrière du giravion 20 vers l’avant du giravion 20, une direction d’élévation Z s’étendant de bas en haut perpendiculairement à la direction longitudinale X et une direction transversale Y s’étendant de droite à gauche perpendiculairement aux directions longitudinale X et d’élévation Z. L’axe 25 du rotor principal 21 est sensiblement parallèle à la direction d’élévation Z.
Sur les figures 1 et 2, un repère terrestre (Xt,Yt,Zt) est également représenté. Ce repère terrestre (Xt,Yt,Zt) est défini par une direction verticale Zt parallèle à la direction de la pesanteur ainsi que les deux directions Xt.Yt définissant un plan horizontal Ph perpendiculaire à la direction verticale Zt.
On constate sur la figure 1 que la direction d’élévation Z attachée au giravion 20 est parallèle à la direction verticale Zt. Le plan PR formé par le rotor principal 21 est parallèle au plan horizontal Ph, le giravion 20 volant avec un angle d’assiette Θ nulle. Sur la figure 2, le plan PR forme un angle Θ avec le plan horizontal Ph et le giravion 20 vole alors avec un angle d’assiette Θ. La direction d’élévation Z attachée au giravion 20 forme également un angle égal à l’angle d’assiette Θ avec la direction verticale Zt du repère terrestre (Xt,Yt,Zt).
La figure 3 représente le rotor principal 21 évoluant dans un domaine de vortex statique. Le plan PR formé par le rotor principal 21 est parallèle au plan horizontal Ph et donc perpendiculaire à la direction de la pesanteur. Les directions des vitesses de l’écoulement d’air représentées sur cette figure 3 correspondent à une descente lente et quasi-verticale du giravion 20.
La vitesse Vv désigne la composante verticale de la vitesse amont de l’écoulement de l’air, normale au plan PR formé par le rotor principal 21 et la valeur Vf, appelée « vitesse de Froude » par l’homme du métier, est supérieure dans cette situation à la vitesse Vv. On constate qu’un sillage S se forme à la partie inférieure du rotor principal 21, ce qui oblige les filets d’air centraux supérieurs FCS à créer une zone tourbillonnaire ZT vers la périphérie des pales 22.
Dans ces conditions, un phénomène d’état de vortex manifesté en principe par des vibrations ressenties par l’équipage du giravion 20 prend naissance quand le giravion 20 amorce une descente purement verticale ou bien avec une forte pente de descente, le rotor principal 21 descendant alors dans son propre souffle et perdant de la portance en raison de son isolement par rapport à l’écoulement d’air. Une chute brutale du giravion 20 s’ensuit si aucune manœuvre correctrice n’est entreprise par le pilote du giravion 20.
Pour remédier à cette situation dangereuse propre aux giravions, le giravion 20 peut comporter un dispositif 10 de détection et de signalisation de l’approche d’un domaine de vortex par un giravion 20. Ce dispositif 10 permet de mettre en œuvre un procédé de détection et de signalisation de l’approche d’un domaine de vortex par le giravion 20 dont un schéma synoptique est représenté sur la figure 5.
Le dispositif 10 peut ainsi détecter puis signaler de façon prédictive au pilote du giravion 20 l’approche d’un domaine de vortex. Dès lors, le pilote peut prendre les mesures qui s’imposent en anticipant son action par rapport à cette approche, évitant ainsi l’entrée du giravion 20 dans ce domaine de vortex.
Le dispositif 10 est représenté sur la figure 4 et comporte : - un premier moyen de mesure 1 pour mesurer la vitesse verticale instantanée Vz du giravion 10, - un deuxième moyen de mesure 2 pour mesurer la vitesse conventionnelle Vc du giravion 10, - un moyen de mémorisation 3 permettant de stocker un seuil de vitesse d’avancement limite et un seuil de vitesse verticale limite définissant une limite d’entrée dans un domaine de vortex pour la famille de giravions du giravion 20, ainsi que différentes relations nécessaires à la mise en œuvre du procédé, - un moyen de calcul 4 relié aux premier et deuxième moyens de mesure 1,2 et au moyen de mémorisation 3, et destiné à appliquer ces relations et à détecter l’approche d’un domaine de vortex par le giravion 20, - un moyen de signalisation 5 signalant l’approche d’un domaine de vortex par le giravion 20 au pilote du giravion 20, le moyen de signalisation 5 étant relié au moyen de calcul 4, - un troisième moyen de mesure 6 relié au moyen de calcul 4 pour mesurer l’assiette longitudinale Θ du giravion 20, et - un quatrième moyen de mesure 7 relié au moyen de calcul 4 pour mesurer une accélération d’avancement instantanée
et une accélération verticale instantanée
du giravion 20.
Le premier moyen de mesure 1 est par exemple un variomètre et le deuxième moyen de mesure 2 de vitesse est un anémomètre. Le moyen de mémorisation 3 peut être une mémoire contenant notamment une base de données comportant les seuils de vitesse d’avancement limite et de vitesse verticale limite ainsi que des caractéristiques de la famille de giravions du giravion 20. Le moyen de mémorisation 3 contient également les différentes relations utilisées par le moyen de calcul 4. Le moyen de calcul 4 est par exemple un calculateur et le moyen de signalisation 5 est un voyant situé sur un tableau de bord du giravion 20. Le troisième moyen de mesure 6 est par exemple un instrument d’horizon artificiel et le quatrième moyen de mesure 7 est un accéléromètre. Le troisième et le quatrième moyens de mesure 6,7 peuvent également être regroupés au sein d’un même dispositif connu sous l’acronyme « AHRS » désignant en langue anglaise « Attitude and Heading Reference System » et fournissant les accélérations et les angles d’assiette du giravion selon les trois axes du repère (Χ,Υ,Ζ).
Toutefois, les accélérations d’avancement et verticale instantanées peuvent être déterminées par le moyen de calcul 4 par une dérivation temporelle des vitesses d’avancement et verticale instantanées Va,Vz. Le dispositif 10 ne comporte alors pas le quatrième moyen de mesure 7.
Le procédé de détection et de signalisation de l’approche d’un domaine de vortex par un giravion 20 comporte, comme représenté sur la figure 5, quatre étapes principales.
Tout d’abord, au cours d’une étape préliminaire (a), des séries de mesures de vitesses sont réalisées sur un giravion de référence lors de vols d’essais préliminaires en vue de déterminer un seuil de vitesse d’avancement limite et un seuil de vitesse verticale limite. Ces vols d’essais préliminaires sont effectués en limite des domaines de vortex et jusqu’à entrer dans ces domaines de vortex. Ces vols d’essais préliminaires permettent ainsi de déterminer tout d’abord un diagramme représentant une forme moyenne d’un vortex statique pour le giravion de référence et, par suite, pour l’ensemble des giravions 20 de la famille de giravions dont fait partie ce giravion de référence.
De tels diagrammes sont représentés sur les figures 6 et 7 dans un repère formé par la vitesse d’avancement instantanée Va du giravion 20 en abscisse et sa vitesse verticale instantanée Vz en ordonnée. A partir de chaque diagramme, des seuils de vitesse d’avancement limite et de vitesse verticale limite peuvent être déterminés, le seuil de vitesse d’avancement limite et le seuil de vitesse verticale limite définissant ainsi une limite d’entrée dans un domaine de vortex pour l’ensemble des giravions 20 de la famille de giravions à laquelle correspond ce diagramme.
Selon une première variante de l’invention correspondant au diagramme de la figure 6, le seuil de vitesse d’avancement limite et le seuil de vitesse verticale limite sont formés respectivement par un seuil simple et constant, à savoir une vitesse d’avancement limite Val et par une vitesse verticale limite Vzl.
La vitesse d’avancement limite Val est inférieure à une première limite supérieur La en vitesse d’avancement du domaine de vortex. De même, la vitesse verticale limite Vzl, qui est égale à la moitié de la valeur moyenne de la vitesse induite Vi du rotor principal 21 en vol stationnaire hors effet de sol, est inférieure à une seconde limite supérieur Lz en vitesse verticale du domaine de vortex.
Selon une deuxième variante de l’invention correspondant au diagramme de la figure 7, le seuil de vitesse d’avancement limite et le seuil de vitesse verticale limite sont formés respectivement par un premier et un second seuils à hystérésis. Ainsi, le seuil de vitesse d’avancement limite est constitué par une première vitesse d’avancement limite Vali et une seconde vitesse d’avancement limite Val2. La première vitesse d’avancement limite Vali est inférieure à la première limite supérieur La et à la seconde vitesse d’avancement limite Val2 alors que la seconde vitesse d’avancement limite Val2 est supérieure à la première limite supérieur La.
De même, le seuil de vitesse verticale limite est constitué par une première vitesse verticale limite Vzu et une seconde vitesse verticale limite Vzu- La première vitesse verticale limite Vzu, qui est égale à la moitié de la valeur moyenne de la vitesse induite Vi du rotor principal 21 en vol stationnaire hors effet de sol, est inférieure à la seconde limite supérieur Lz et à la seconde vitesse verticale limite Vzlz alors que la seconde vitesse verticale limite Vzl2 est supérieure à la seconde limite supérieur Lz.
Ces vitesses d’avancement et verticales limites sont déterminées suite aux essais préliminaires effectués sur le giravion de référence de la famille de giravions.
En outre, selon une troisième variante de l’invention, le seuil de vitesse d’avancement limite et le seuil de vitesse verticale limite peuvent également être formés par la courbe supérieure du domaine de vortex déterminée à l’issue des vols d’essais préliminaires du giravion de référence de la famille de giravions. Ces seuils de vitesse d’avancement limite et de vitesse verticale limite sont donc variables.
Ensuite, au cours d’une étape de calcul (b), une vitesse d’avancement prédictive Vap et une vitesse verticale prédictive Vzp du giravion 20 sont déterminées en temps réel lors d’un vol du giravion 20. Cette étape de calcul (b) comporte des sous-étapes.
Lors d’une sous-étape de détermination (b^, la vitesse verticale instantanée Vz du giravion 20 est mesurée par le moyen de mesure 1 dans le repère terrestre (Xt,Yt,Zt), à savoir selon la direction de la pesanteur.
Au cours de cette sous-étape de détermination (b 1 ), la vitesse conventionnelle Vc qui correspond à la vitesse du giravion 20 par rapport à l’air est également mesurée par le deuxième moyen de mesure 2 dans le repère (Χ,Υ,Ζ) attaché au giravion 20.
Cette mesure de la vitesse conventionnelle Vc peut être selon la direction longitudinale X du giravion 20 si le deuxième moyen de mesure 2 est par exemple un anémomètre monodirectionnel aligné sur cette direction longitudinale X.
Cette mesure de la vitesse conventionnelle Vc peut également être située dans un plan formé par les directions longitudinale X et transversale Y du giravion 20 lorsque le deuxième moyen de mesure 2 est un anémomètre bidirectionnel tel un anémomètre ultrasonique.
Cette mesure de la vitesse conventionnelle Vc peut aussi être représentée par un vecteur selon les trois directions du repère (Χ,Υ,Ζ) attaché au giravion 20 lorsque le deuxième moyen de mesure 2 est un anémomètre tridirectionnel tel un anémomètre LIDAR.
Ensuite, le moyen de calcul 4 détermine la vitesse d’avancement instantanée Va à partir de cette mesure de la vitesse conventionnelle Vc en appliquant notamment une correction barométrique.
La vitesse d’avancement instantanée Va peut être liée à la vitesse conventionnelle Vc par la relation Vc = VA.yfâ.et constituée ainsi la vitesse propre instantanée Vp du giravion 20. La vitesse d’avancement prédictive Vap constitue alors une vitesse propre prédictive Vpp du giravion 20.
La vitesse d’avancement instantanée Va peut également être approximée par une composante horizontale de la vitesse propre instantanée Vp du giravion 20 qui est une projection dans un plan horizontal de la vitesse conventionnelle Vc du giravion corrigée barométriquement. La vitesse d’avancement prédictive Vap constitue alors une composante horizontale de la vitesse propre prédictive du giravion 20.
Puis, lors d’une première sous-étape de calcul (b2), la vitesse d’avancement prédictive Vap est calculée selon une première relation:
où t et At désignent respectivement le temps et l’intervalle de temps de prédiction,
étant une accélération d’avancement instantanée du giravion 20.
Lors d’une deuxième sous-étape de calcul (b3), la vitesse verticale prédictive Vzp est calculée sous condition de la vitesse d’avancement instantanée Va.
Si la vitesse d’avancement instantanée Va est supérieure à une vitesse limite supérieure, la vitesse verticale prédictive Vzp est calculée par une deuxième relation
k étant une constante caractéristique de la famille de giravions du giravion 20, A étant un premier coefficient pondérateur, B étant un deuxième coefficient pondérateur et VY étant une vitesse prédéterminée de puissance minimale de la famille du giravion 20. L’expression
n’est en fait applicable pour calculer la vitesse verticale prédictive VZP uniquement lorsque le giravion 20 vole d’une part avec une vitesse d’avancement instantanée Va inférieure à la vitesse prédéterminée de puissance minimale Vy de la famille du giravion 20 et supérieure à la vitesse limite supérieure, et d’autre part avec une vitesse d’avancement instantanée Va décroissante caractérisant une décélération du giravion 20.
Si la vitesse d’avancement instantanée Va est inférieure à une vitesse limite inférieure, la vitesse verticale prédictive Vzp est calculée par une troisième relation
D étant un troisième coefficient pondérateur,
étant une accélération verticale instantanée du giravion 20.
Enfin, si la vitesse d’avancement instantanée Va est inférieure ou égale à la vitesse limite supérieure et supérieure ou égale à la vitesse limite inférieure, la vitesse verticale prédictive Vzp est une interpolation, par exemple linéaire, entre la deuxième et la troisième relations.
Toutefois, selon une autre alternative, la vitesse verticale prédictive Vzp peut être calculée selon une logique à hystérésis. De la sorte, la deuxième relation est également appliquée lorsque la vitesse d’avancement instantanée Va décroît à partir de la vitesse limite supérieure et reste supérieure ou égale à la vitesse limite inférieure. De même, la troisième relation est appliquée lorsque la vitesse d’avancement instantanée Va augmente à partir de la vitesse limite inférieure et reste inférieure ou égale à la vitesse limite supérieure.
Puis, au cours d’une étape de déclenchement (c), la vitesse d’avancement prédictive Vap et la vitesse verticale prédictive Vzp sont comparées respectivement et simultanément avec le seuil de vitesse d’avancement limite et le seuil de vitesse verticale limite, puis une alarme d’approche d’un domaine de vortex par un giravion 20 est déclenchée lorsque d’une part la vitesse d’avancement prédictive Vap a atteint le seuil de vitesse d’avancement limite et d’autre part la vitesse verticale prédictive Vzp a atteint le seuil de vitesse verticale limite.
Selon la première variante de l’invention, l’alarme est déclenchée lorsque d’une part la vitesse d’avancement prédictive Vap est inférieure ou égale à la vitesse d’avancement limite et d’autre part la vitesse verticale prédictive Vzp est inférieure ou égale à la vitesse verticale limite. L’alarme est par exemple déclenchée pour le premier point de fonctionnement prédictif P1 caractérisé par une première vitesse d’avancement prédictive Vapi inférieure à la vitesse d’avancement limite Val et une première vitesse verticale prédictive Vzpi inférieure à la vitesse verticale limite Vzl, ce premier point de fonctionnement prédictif P1 étant situé en dessous de la vitesse d’avancement limite Val et à gauche de la vitesse verticale limite Vzl sur la figure 6. L’alarme est ensuite désactivée dès que la vitesse d’avancement prédictive Vap est supérieure à la vitesse d’avancement limite ou bien dès que la vitesse verticale prédictive Vzp est supérieure à la vitesse verticale limite. L’alarme est par exemple désactivée pour le deuxième point de fonctionnement prédictif P2 caractérisé par une deuxième vitesse d’avancement prédictive Vap2 supérieure à la vitesse d’avancement limite Val et une deuxième vitesse verticale prédictive Vzp2 toujours inférieure à la vitesse verticale limite Vzl.
Suite à l’application de ce procédé de détection et de signalisation de l’approche d’un domaine de vortex et d’un temps de prédiction At de 10 secondes, le diagramme représenté sur la figure 6 peut être simplifié selon le diagramme simplifié de la figure 8. En particulier, la zone inférieure du domaine de vortex de la figure 6 n’est pas considérée car ce domaine de vol n’est pas utile opérationnellement, et peut donc être supprimée du diagramme simplifié. Cette zone inférieure du domaine de vortex correspondant notamment à une vitesse de descente verticale de plus de 3000 ft/min. En effet, dans le cas d’une descente rapide, le giravion évolue à des vitesses horizontales élevées et en tout cas supérieures à la vitesse de puissance minimale Vy.
De plus, la zone supérieure du domaine de vortex peut également être simplifiée en utilisant directement la vitesse d’avancement limite Val et la vitesse verticale limite Vzl comme représenté sur la figure 8.
Selon la deuxième variante de l’invention, l’alarme est déclenchée lorsque d’une part la vitesse d’avancement prédictive Vap est inférieure ou égale à la première vitesse d’avancement limite Vali et d’autre part la vitesse verticale prédictive Vzp est inférieure ou égale à la première vitesse verticale limite Vzli. L’alarme est par exemple déclenchée pour le premier point de fonctionnement prédictif P1 caractérisée par une première vitesse d’avancement prédictive Vapi inférieure à la première vitesse d’avancement limite Vali et une première vitesse verticale prédictive Vzpi inférieure à la première vitesse verticale limite Vzli, ce premier point de fonctionnement prédictif P1 étant situé en dessous de la première vitesse d’avancement limite Vali et à gauche de la première vitesse verticale limite Vzli sur la figure 7. L’alarme est ensuite désactivée dès que la vitesse d’avancement prédictive Vap est supérieure à la seconde vitesse d’avancement limite ou bien dès que la vitesse verticale prédictive Vzp est supérieure à la seconde vitesse verticale limite. L’alarme est par exemple désactivée pour le troisième point de fonctionnement prédictif P3 caractérisé par une troisième vitesse d’avancement prédictive Vap3 supérieure à la seconde vitesse d’avancement limite Valz et une troisième vitesse verticale prédictive Vzp3 toujours inférieure à la première vitesse verticale limite Vzli.
Par contre, l’alarme n’est pas désactivée pour le deuxième point de fonctionnement prédictif P2 caractérisé par une deuxième vitesse d’avancement prédictive Vap2 supérieure à la première vitesse d’avancement limite Vali mais inférieure à la seconde vitesse d’avancement limite Val2 et une deuxième vitesse verticale prédictive Vz 2 inférieure à la première vitesse verticale limite Vzu.
Il est à noter que, pour ces deux variantes, un point de fonctionnement prédictif du giravion 20 peut se situer dans le domaine de vortex, bien qu’il soit situé en dessous d’une première vitesse limite et au dessus d’une deuxième vitesse limite, par exemple pour les zones B et C des figures 6 et 7. Par exemple, un point de fonctionnement situé dans la zone B est situé en dessous de la vitesse d’avancement limite et au dessus de la vitesse verticale limite. Si le pilote du giravion 20 n’agit pas, le point de fonctionnement prédictif va continuer d’évoluer dans le domaine de vortex et atteindre la deuxième vitesse limite. L’alarme de détection de l’approche d’un domaine de vortex est alors déclenchée et correspond à un nouvel intervalle de temps de prédiction inférieur à l’intervalle de temps de prédiction At. Avantageusement, l’alarme est tout de même déclenchée et correspond à une détection de cette approche du domaine de vortex avec un intervalle de temps de prédiction réduit.
De même, un point de fonctionnement prédictif du giravion 20 peut se situer hors du domaine de vortex, bien qu’il soit situé en dessous des deux vitesses limites, par exemple pour la zone D des figures 6 et 7. Dans ce cas, l’alarme est déclenchée avant même que le point de fonctionnement prédictif entre dans le domaine de vortex de l’approche de ce domaine de vortex, mais le giravion 20 a tout de même une trajectoire qui semble se diriger vers le domaine de vortex. L’alarme est ainsi déclenchée pour une détection d’une approche du domaine de vortex avec un intervalle de temps de prédiction augmenté.
La position des seuils de vitesses limites permet donc de trouver un compromis entre les dimensions d’une part des zones B et C et d’autre part de la zone D et, par suite, de limiter les variations de l’intervalle de temps de prédiction pour la détection de l’approche du domaine de vortex. De plus, la valeur de l’intervalle de temps de prédiction At permet avantageusement que ces variations de l’intervalle de temps de prédiction restent acceptables pour que l’alarme soit déclenchée suffisamment tôt pour permettre au pilote d’exécuter la manœuvre nécessaire pour éviter de rentrer réellement dans ce domaine de vortex. L’objet de l’invention étant la détection de l’approche d’un domaine de vortex sur un intervalle de temps de prédiction At, l’approximation liée à ces positions des seuils de vitesses limites impacte principalement cet intervalle de temps de prédiction, sans générer de risque de non détection de l’approche d’un domaine de vortex ou bien de déclenchement de fausses alarmes.
Enfin, au cours d’une étape de signalisation (d), la détection de l’approche du domaine de vortex est signalée à un pilote du giravion 20 suite au déclenchement de l’alarme. Cette alarme est signalée de façon visuelle au pilote, par l’allumage du voyant 5.
En outre, lors de cette étape de signalisation, des temporisations peuvent être utilisées entre le déclenchement de l’alarme et la signalisation de ce déclenchement au pilote du giravion 20 ainsi qu’entre la désactivation de l’alarme et la signalisation de cette désactivation au pilote.
La comparaison des vitesses d’avancement et verticale prédictives Vap,Vzp directement et respectivement avec les seuils de vitesses d’avancement et verticale limites correspond à la détection de l’approche d’un domaine de vortex statique, l’assiette du plan du rotor principal et l’assiette longitudinale Θ du giravion étant considérées sensiblement nulles.
Cependant, un giravion évolue fréquemment, au cours d’un vol, avec un plan du rotor principal incliné, notamment lorsque le giravion est en phase de décélération. Par suite, la direction longitudinale X du giravion est inclinée avec un angle d’assiette Θ vis-à-vis d’un plan horizontal. Dans ce cas, le giravion peut être en approche d’un vortex dynamique.
Avantageusement, les diagrammes représentant le domaine de vortex statique selon les figures 6, 7 et 8 sont également adaptés à la détection de l’approche d’un domaine de vortex dynamique. En effet, un changement de repère en appliquant une rotation du repère formé par les vitesses d’avancement et verticale instantanées Va,Vz selon l’angle d’assiette Θ, comme représenté sur la figure 6, permet avantageusement d’utiliser la même représentation de vortex, que le giravion soit en approche d’un vortex statique ou bien d’un vortex dynamique.
Ainsi, lorsque ladite direction longitudinale X est inclinée d’un angle d’assiette Θ par rapport à un plan horizontal, la vitesse verticale prédictive Vzp comparée au seuil de vitesse verticale limite est remplacée par la formule (vzl>.cosθ).
Ce changement de repère est appliqué uniquement à la vitesse verticale prédictive Vzp. En effet, lorsque la vitesse d’avancement Va du giravion est égale à la vitesse propre VP, la vitesse d’avancement prédictive Vap est situé dans le plan du rotor principal 21 aussi bien pour un domaine de vortex statique que dynamique.
Le procédé selon l’invention permet ainsi de détecter aussi bien l’approche d’un domaine de vortex statique que dynamique selon l’angle d’assiette Θ du giravion.
Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en œuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu’il n’est pas concevable d’identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention.
Improvement of the detection and signaling of the approach of the vortex domain by a qiravion
The present invention is in the field of flying aids for a rotorcraft and in particular for the flight phases close to the hover or low speed forward approach. The present invention relates to a method and a device for detecting and signaling the approach of the vortex domain by a rotorcraft, in particular of the helicopter type.
More particularly, this method and this detection and signaling device are intended to alert the pilot of a rotorcraft that the rotorcraft is near, or even addresses a flight area generally designated by the name "vortex state" by the man of the job.
A rotorcraft, also called "rotary wing aircraft", is equipped with at least one main rotor of substantially vertical axis ensuring at least the lift of the aircraft. The main rotor has blades that are rotated. In the particular case of the helicopter, the main rotor, driven by at least one engine, provides both lift and propulsion. In principle, a helicopter also includes an auxiliary anti-torque rotor for controlling the yaw movement of the rotorcraft.
As a result, at least one engine provides mechanical power to the main and auxiliary rotors, as well as ancillary organs through a main gearbox.
Under these conditions, a rotorcraft generally performs three types of flights, except for particular phases of take-off and landing and turns: - a vertical flight, ascending or descending, - a hover, the rotorcraft being stationary, and - a flight translation, horizontal. The invention relates to downhill flights, mainly during the approach phases for a landing, as well as the close flight of a hover.
Indeed, during a downhill flight, the flow of air generated by the main rotor differs according to whether the descent is fast, moderate or slow.
Fast and moderate descent flights are generally "non-motorized" regimes. The power required is provided by the air flow and a freewheel interposed in the mechanical power transmission assembly allows the main rotor to rotate freely. In contrast, the slow-down flight is a motorized regime, the pilot causing and controlling the descent of the rotorcraft by a variation of the collective pitch of the main rotor blades. The invention relates more specifically to the slow descent flight of a rotorcraft, for example from a hovering position, this descent being able to be done in a pure vertical manner or even according to a steep slope of the trajectory, it is ie with a certain horizontal speed generally designated "instantaneous clean speed Vp" of the rotorcraft. This instantaneous clean speed Vp remains in a relatively low value range and is associated with an instantaneous vertical speed.
During a slow descent flight, a wake is formed at the lower portion of the main rotor, forcing the lower central air streams to fold down and the upper central air streams to create a swirling zone. towards the periphery of the blades. The aerodynamic flow is then disturbed and peripheral vortices may develop by completely isolating the plane of the main rotor. This dangerous phenomenon, known as the "vortex state", results in a general loss of lift and maneuverability of the rotorcraft.
Under these conditions, when a hovering rotorcraft begins a vertical descent, reversing the direction of the velocities may prevent the flow of air from crossing the main rotor either upwards or downwards. The blades then work in their own eddy and the air forms a swirling annular ring around the main rotor. This state of vortex is at the origin of the dangerous vibrations on all the rotorcraft and risks to bring about losses of control. The swirl ring generally develops for a vertical speed equal to about half of the average induced speed hovering out of ground effect and with a low or substantially zero forward speed. A large part of the main rotor is then in a stall zone, the various blade elements then working with a relatively high angle of incidence. Following a translation of the rotorcraft, the main rotor swirl is thrown backwards, so that the vortex state does not occur. The vortex state is feared because it isolates the rotorcraft from the air mass in which it evolves. The variometer can then reach important unintended values. The output of a vortex state is quite long. The three main cases of possibility of entering a vortex state are; - hovering with uncontrolled drift of vertical speed, - approaching phases for landing where the possible vertical velocity of entry into a vortex state is displayed with an uncontrolled reduction in the speed of advancement and / or with a too late recovery of the collective pitch of the main rotor blades, and therefore of the power of flight, and the uncontrolled slowdown phases with a view to a hover, for example to perform winching or bad weather with a late recovery of the collective pitch of the main rotor blades.
In most cases, the entry into a vortex state is low and, in fact, the vertical speed of the rotorcraft and the exit time of this state of vortex usually lead to the crash of the rotorcraft. A vortex state is somehow equivalent to the stall observed on aircraft.
We know a vortex situation in "almost vertical descent". Those skilled in the art qualify such a "static" vortex range, the attitude of the main rotor plane and the longitudinal attitude of the rotorcraft being considered substantially zero.
If this case is real, this is not the case the most widespread, because does not correspond to a conventional use of a rotorcraft. Those skilled in the art also define a "dynamic" vortex domain corresponding to the presence of a sharp deceleration of advance of the rotorcraft. This dynamic vortex domain is characterized by an angle Θ of the attitude of the plane of the main rotor with respect to a plane normal to the direction of gravity, thus linked to a terrestrial reference, for example of the order of 20 °, even more. This inclination of the main rotor plane is due to the action of a pilot of the rotorcraft on the cyclic stick controlling the longitudinal cyclic pitch of the main rotor blades and is accompanied by a variation of the longitudinal attitude Θ of the rotorcraft which substantially follows the inclination of this plane of the main rotor.
This dynamic vortex domain is just as dangerous as the static vortex domain and can occur for example during a landing with a vertical descent speed and a strong horizontal deceleration, this situation being possibly aggravated by a slight tailwind.
In this way, a static vortex domain is essentially defined by a single vortex state such that the attitude of the main rotor plane is substantially zero. On the other hand, there may be a plurality of dynamic vortex states. Each dynamic vortex state corresponds to a given trim of the main rotor plane.
A vortex domain is therefore dangerous, but can be abandoned by the pilot, by initiating a translation by changing the cyclic pitch of the main rotor blades. The exit recommended by some works by increasing the vertical speed of the rotorcraft down, by reducing the collective pitch of the main rotor blades, so that the main rotor escapes from its own wake, is really possible but is not realistic in operational cases where the height of the rotorcraft with respect to the ground is low during the appearance of the vortex state.
The output of the vortex state operationally recommended is therefore to increase the longitudinal cyclic pitch forward.
In order to anticipate the risk of the rotorcraft entering a vortex domain, methods and warning systems exist to warn the pilot of a rotorcraft that he is moving close to a vortex domain or to such a domain.
For example, the document EP 1950718 describes such a system and such a method triggering an alert when on the one hand the speed of the tailwind undergone by the rotorcraft is greater than a first threshold determined according to the height of the rotorcraft relative to the ground and on the other hand the speed of descent of the rotorcraft is greater than a second predefined threshold. In addition, inhibition conditions avoid issuing an alert when the rotorcraft is changing with a rate of change of course or a rate of change of speed of significant advance. However, this system and method only works when the rotorcraft is in a downwind condition.
Also known is FR 2921635 which describes a method and a device for detecting the entry of a rotorcraft into a vortex domain or, in a predictive manner, the approach of the rotorcraft in such a vortex domain. This predictive detection is performed according to a predictive self-speed and a predictive vertical velocity of the rotorcraft determined in real time and possibly corrected.
Furthermore, the document EP 2513732 describes a system and a method for detecting whether an aircraft is close or in an aerodynamic stall situation, and then to initiate an automatic procedure to avoid entering a dangerous situation or else to go out. The detection of such a situation is performed by comparing a vertical speed error between the current vertical speed and the controlled vertical speed at an error threshold and checking its polarity. The vertical acceleration and the speed of advance of the aircraft can also be compared with a threshold respectively to check whether the aircraft has emerged from the stall situation.
The present invention relates to a method and a device for detecting the approach of the rotorcraft of a vortex domain and to alert the pilot of this detection while avoiding the limitations mentioned above. The system and the device according to the invention operate in particular whatever the wind conditions in which the rotorcraft evolves. In addition, the system and the device according to the invention also make it possible to detect the entry of a rotorcraft into a theoretical vortex domain.
The present invention allows such detection during the deceleration phase of the rotorcraft, especially in the case of motorized downhill flight and near a hover and improves this detection especially at low speeds of advancement of the rotorcraft. The present invention can thus constitute an improvement of the method and the detection device described in the document FR 2921635.
The method for detecting and signaling the approach of a vortex domain by a rotorcraft according to the invention is intended for a rotorcraft belonging to a family of rotorcraft and comprising a main rotor provided with blades. Such rotorcraft are classically classified by families based in particular on their masses and the dimensions of their main rotors. This method comprises the following steps: a) a preliminary step of determining a limit advance speed threshold and a limit vertical speed threshold defining a vortex range entry limit for this family of rotorcraft, b) a step of calculating in real time a predictive forward speed Vap and a predictive vertical speed Vzp of the rotorcraft during a flight of the rotorcraft, - the predictive forward speed Vap being calculated according to an instantaneous forward speed Va and an instantaneous forward acceleration of the rotorcraft over a prediction time interval At characterizing the prediction time of the predictive forward speed Vap and the predictive vertical velocity Vzp, - the predictive vertical velocity Vzp being calculated under condition of the instantaneous forward speed Va, so that: • when the instantaneous forward speed Va is greater than a limited speed In addition, the vertical predictive velocity Vzp is calculated as a function of an instantaneous vertical speed Vz of the rotorcraft, the rotorcraft energy balance and the variation of the power required of the main rotor for level flight over the time interval of the rotorcraft. prediction At, • when the instantaneous forward speed Va is lower than a lower limit speed, the predictive vertical speed Vzp is calculated according to the instantaneous vertical speed Vz and an instantaneous vertical acceleration of the rotorcraft, and c) a step triggering an alarm approaching a vortex domain by the rotorcraft, the predictive forward speed Vap and the predictive vertical speed Vzp being compared respectively with the threshold limit speed and the vertical speed threshold limit, the alarm then being triggered when on the one hand the predictive forward speed Vap has reached the threshold of forward speed limit and on the other hand the predictive vertical speed Vzp has reached the limit vertical speed threshold, and d) a step of signaling the alarm to a pilot of the rotorcraft after the alarm has been triggered.
A rotorcraft is characterized by three privileged directions, a longitudinal direction X extending from the rear of the rotorcraft towards the front of the rotorcraft, a direction of elevation Z extending from bottom to top perpendicular to the longitudinal direction X and a transverse direction Y extending from right to left perpendicular to the longitudinal directions X and elevation Z.
During the preliminary stage, series of preliminary measurements are carried out on a reference rotorcraft of the family of the rotorcraft concerned during preliminary test flights. A plurality of pairs of values relating to the tangential and normal components of the airflow velocity relative to the main rotor plane of this reference rotorcraft are measured. These pairs of values make it possible to determine an instantaneous vortex domain representative of the vortex state by a diagram in which the abscissa and the ordinate respectively correspond to said tangential and normal components.
Then, a diagram representing a static vortex for the reference rotorcraft and, consequently, for the family of rotorcraft which includes this reference rotorcraft is defined.
The tangential and normal components of the speed of the air flow relative to the plane of the main rotor of this reference rotorcraft are preferably the instantaneous forward speed Va and the instantaneous vertical speed Vz of this reference rotorcraft.
Then, a limit forward velocity threshold and a limit vertical velocity threshold are determined to define an entry limit in a static vortex domain for this reference rotorcraft. These limits of forward speed and limit vertical velocity are determined from the static vortex diagram for the family of rotorcraft determined in the preliminary step. This limit speed limit threshold and this limit vertical speed threshold can be generalized for all rotorcraft belonging to the family of rotorcraft of this reference rotorcraft. These limits of forward speed limit and limit vertical speed are for example stored in a storage means that includes the rotorcraft. The step of calculating in real time a predictive forward speed Vap and a predictive vertical speed VZP of the rotorcraft during a flight of the rotorcraft may comprise substeps to decompose these calculations, this rotorcraft belonging to the family of rotorcraft of the reference rotorcraft used during the preliminary stage.
This calculation step first comprises a substep of determining the instantaneous forward speed Va and the instantaneous vertical speed Vz of the rotorcraft. These determinations are made in real time, for example at each moment or at regular intervals of time.
The determination of the instantaneous vertical speed Vz of the rotorcraft is carried out directly by means of a first speed measuring means which can be for example a variometer, a satellite positioning system such as "GPS" meaning in English "Global Positionning System" or by an inertial unit.
The determination of the instantaneous forward speed Va of the rotorcraft is made from a measurement of speed performed by means of a second speed measuring means which may be for example an anemometer. An anemometer provides a speed of the rotorcraft with respect to the air, called "conventional speed Vc" or "speed read" or "indicated speed".
In addition, the anemometer is a barometric instrument whose measurement can be corrected barometrically in a known manner as a function of the relative density of air σ, namely the quotient of the density p of the air at the altitude of the air. rotorcraft by the density of ground air in a standard atmosphere. Consequently, the instantaneous forward speed Va of the rotorcraft with respect to the air preferably corresponds to the conventional speed Vc corrected barometrically by the relation
This conventional speed Vc corrected barometrically is said "speed clean" instant Vp "of the rotorcraft or" speed true ".
The predictive advancement speed Vap of the rotorcraft then constitutes a predictive speed of the rotorcraft with respect to the barometrically corrected air which can also be designated as the "predictive clean speed Vpp" of the rotorcraft.
In addition, in the context of the invention, the instantaneous forward speed Va can be approximated by the conventional speed Vc, which is then uncorrected.
Similarly, the instantaneous speed of travel Va can also be approximated by the horizontal component of the instantaneous speed Vp of the rotorcraft. This horizontal component is a projection of the instantaneous instantaneous velocity Vp on a horizontal plane perpendicular to the direction of gravity. The predictive velocity Vap advance of the rotorcraft is then a horizontal component of the predictive speed Vpp.
These approximations of the forward speed Va are possible because the method according to the invention makes it possible to detect an approach of a vortex domain over a prediction time interval At and because of the predictive character of the forward and vertical speeds. predictive Vap and Vzp of the rotorcraft.
Such an approximation of the forward speed Va will in fact lead to an approximation over the prediction time interval Δt, but will not result in cases of non-detection of the approach of a vortex domain.
Preferably, the anemometer is bidirectional or multidirectional and provides airspeed-to-air velocity measurements that are accurate even for low speeds and up to zero values. For example, optical anemometers, such as LIDAR anemometers (according to the English term "Llght Detection and Ranging"), which make it possible to measure the airspeed of a rotorcraft by sequential emission / reception at a given frequency, are known for example. a LASER light beam (according to the English expression "Light Amplification by Stimulated Emission of Radiation"). There are also ultrasonic anemometers that measure the speed of a rotorcraft with respect to the air by emission / reception of ultrasonic waves.
For these anemometers, the speed of the rotorcraft with respect to the air measured may comprise a longitudinal component and a transverse component along the longitudinal X and transverse Y directions of the rotorcraft.
In addition, an anemometer may be monodirectional and provide measurements of the speed of advance of the rotorcraft with respect to the air in the only longitudinal direction X of the rotorcraft.
The predictive forward speed Vap and the predictive vertical velocity Vzp of the rotorcraft are then calculated in real time during a flight of the rotorcraft. These predictive forward velocity Vap and predictive vertical velocity Vzp are estimates of the forward velocity Vz and vertical velocity Vz that the rotorcraft will reach at the end of the prediction time interval At. This prediction time interval At is for example 10 seconds (10s). These predictive forward speeds Vap and vertical predictive Vzp are for example stored in a storage means that includes the rotorcraft.
The predictive advance speed Vap can be calculated during a first substep of calculation as a function of the instantaneous forward speed Va and an acceleration
dV instantaneous advancement to the rotorcraft on the time interval dt of prediction At.
The predictive forward speed Vap is preferably calculated by the first relation:
where t and At respectively denote the time and the prediction time interval.
The predictive vertical velocity Vzp can be calculated during a second substep of calculation under condition of the instantaneous forward velocity Va, defining three cases.
In a first case, when the instantaneous forward speed Va is greater than an upper limit speed, the predictive vertical speed Vzp is calculated as a function of an instantaneous vertical speed Vz of the rotorcraft, the energy balance of the rotorcraft and the variation of the main rotor bearing power over the prediction time interval Δt.
The predictive vertical velocity Vzp is thus calculated by the second relation:
k being a constant characteristic of the rotorcraft rotorcraft family, A being a first weighting coefficient, B being a second weighting coefficient and Vy being a predetermined minimum power speed of the family of rotorcraft. The second weighting coefficient B may be a function of the predetermined speed of minimum power Vy and is preferably less than or equal to 1.
This second weighting coefficient B is determined by tests relating to each family of rotorcraft. This second weighting coefficient B is generally close to unity. However, the specificity of each rotorcraft can generate a slight deviation from this general value, this difference being determined following the tests.
The characteristic constant k has been defined in particular in documents FR 2921635 and FR 2921728. This characteristic constant k is determined by means of tests, for example on a reference rotorcraft of the family of rotorcraft, and from a linear approximation which corresponds to a ratio of proportionality between the powers of the rotorcraft and its instantaneous vertical speed Vz, independently of the mass of the rotorcraft, such that:
with the approximation
, Wvy and Wn being the powers necessary for the rotorcraft to fly level respectively at the minimum power speed Vy and the instantaneous forward speed Va, where W is the instantaneous available power of the rotorcraft.
As a result, the application of the principle of conservation of energy during a deceleration of the rotorcraft to the hover is defined by the expression:
m, h and g respectively denoting the mass of the rotorcraft, its height of flight relative to the ground and the acceleration of gravity, W "and Wmot being respectively the flight power required level of the rotorcraft at the instantaneous speed of travel Go and the power provided by the motorization of the rotorcraft.
We can then deduce the second relationship as described in FR 2921635 and FR 2921728. Notably, the first weighting coefficient A is proportional to the ratio - and g preferably less than 0.1. The value of this first weighting coefficient A can be refined during the preliminary tests. These weighting coefficients A and B are constant for a family of rotorcraft.
However, this second relation differs from that cited in the documents FR 2921635 and FR 2921728 by the use of the absolute value function applied to the expression
the first weighting coefficient A is otherwise negative. This use of the absolute value function advantageously makes it possible to determine a predictive vertical speed Vzp both when the rotorcraft is in the deceleration or acceleration phase, the first weighting coefficient A being negative. This makes it possible to anticipate a decrease in vertical speed Vz during an acceleration of advancement of the rotorcraft.
Moreover, the expression
, which represents the variation of the main rotor bearing power over the prediction time interval Δt, is applicable to calculate the predictive vertical velocity Vzp only when the rotorcraft flies on the one hand with a low forward speed The instantaneous Va falls below the predetermined minimum power velocity Vy of the rotorcraft family but is still greater than the upper limit velocity, and secondly with an instantaneous decreasing speed of travel Va characterizing a deceleration of the rotorcraft.
In a second case, when the instantaneous forward speed Va is lower than a lower limit speed, the predictive vertical speed Vzp is calculated according to the instantaneous vertical speed Vz and an instantaneous vertical acceleration.
of the rotorcraft. The predictive vertical velocity Vzp is preferably calculated by the third relation
D being a third weighting coefficient. The third weighting coefficient D is less than or equal to 1. This third weighting coefficient C is determined by tests relating to each family of rotorcraft.
In a third case, when the instantaneous forward speed Va is less than or equal to the upper limit speed and is greater than or equal to the lower limit speed, two alternatives are possible.
According to a first alternative, the predictive vertical velocity Vzp is an interpolation, for example linear, between the two previous cases, namely between the second and the third relations.
According to a second alternative, the predictive vertical speed Vzp is calculated according to a hysteresis logic.
Thus, when the instantaneous forward speed Va decreases from the upper limit speed and remains greater than or equal to the lower limit speed, the predictive vertical speed Vzp is calculated according to the first case, namely according to the instantaneous vertical speed. Vz, the energy balance of the rotorcraft and the variation of the necessary power of the main rotor for a level flight over the prediction time interval Δt. The second relationship can be applied. On the other hand, when the instantaneous forward speed Va increases from the lower limit speed and remains lower than or equal to the upper limit speed, the predictive vertical speed Vzp is calculated according to the second case, namely according to the instantaneous vertical speed. Vz and instantaneous vertical acceleration
of the rotorcraft. The third relationship can be applied. Instantaneous acceleration
and instantaneous vertical acceleration
of the rotorcraft can be measured directly and respectively by a dedicated measuring means for each type of acceleration. These accelerations can also be determined respectively by a time derivative of the instantaneous forward speed Va and the predictive vertical speed Vzp.
For example, for a family of rotorcraft corresponding to a mass of between four and six tonnes, the characteristic constant k is equal to 4000 feet per minute (4000 ft / min), the first weighting coefficient A is equal to -0.05, the second weighting coefficient B is equal to 1 when the forward speed Va is less than or equal to the predetermined speed of minimum power Vy and zero when the forward speed Va is greater than the predetermined speed of minimum power Vy. One foot is equal to 0.3048 meters.
The third weighting coefficient D is equal to 0.5. The predetermined speed of minimum power Vy is for example close to 65 knots (65 kt) for this family of rotorcraft. It is recalled that a speed of 1 knot is a speed of 1 nautical mile per hour, 1 nautical mile being equal to 1852 meters. Finally, the lower limit speed is equal to 15 kt and the upper limit speed is equal to 35 kt, for example. This lower speed equal to 15 kt corresponds in this case to the hovering entry limit, the upper limit speed equal to 35 kt being used to introduce a smoothing interpolation or a hysteresis cycle.
Then, during the step of triggering an alarm, the predictive forward speed Vap and the predictive vertical speed Vzp are firstly compared with the limits of forward speed limit and limit vertical speed respectively.
According to a first variant of the invention, the limit forward speed threshold and the limit vertical speed threshold are simple thresholds constituted respectively by a limit forward speed and a limit vertical speed. These limits of forward speed limit and limit vertical speed are therefore constant.
Preferably, the vertical limit speed corresponds substantially to half of an average value of the induced speed of the air streams by the action of the main rotor of the rotorcraft, when the rotorcraft is hovering out of ground effect. Indeed, this induced speed is a function of the mass of the rotorcraft and the density of the air. In fact, taking an average value of this induced speed makes it possible to cover all and flight conditions as well as rotorcraft of the family of rotorcraft.
The forward speed limit is for example equal to 25 kt and the limit vertical speed is equal to -1200 ft / min for the family of rotorcraft corresponding to a mass of between four and six tons. The alarm is then triggered when on the one hand the predictive forward speed Vap is less than or equal to the limit forward speed and on the other hand the predictive vertical speed Vzp is less than or equal to the limit vertical speed. The alarm is deactivated as soon as the predictive forward speed Vap is greater than the limit forward speed or as soon as the predictive vertical speed Vzp is greater than the limit vertical speed.
According to a second variant of the invention, the forward speed threshold is a first hysteresis threshold consisting of a first limit speed and a second limit speed. The limit vertical velocity threshold is a second hysteresis threshold consisting of a first limit vertical velocity and a second limit vertical velocity. The first limit speed is less than the second limit speed and the first limit speed is less than the second limit speed. The first limit vertical velocity may be approximately one-half of an average value of the induced velocity of the air streams by the action of the main rotor of the rotorcraft when the rotorcraft is hovering out of ground effect. However, it is possible that it is the second limit vertical speed which corresponds substantially to half of an average value of this induced speed. For example, the first forward speed limit is 21 kt, the second limit forward speed is 26 kt, the first limit vertical speed is -1200 ft / min and the second limit vertical speed is equal to at -800 ft / min. The alarm is then triggered when on the one hand the predictive forward speed Vap is less than or equal to the first forward speed limit and on the other hand the predictive vertical speed Vzp is less than or equal to the first limit vertical speed . The alarm is deactivated as soon as the predictive forward speed Vap is greater than the second limit advance speed or as soon as the predictive vertical speed Vzp is greater than the second limit vertical speed.
According to a third variant of the invention, the limit advance speed threshold and the limit vertical speed threshold are constituted by the curve of the vortex domain determined at the end of the preliminary test flights of the reference rotorcraft of the family of rotorcraft. These limits of forward speed limit and vertical limit speed are variable. The alarm is then triggered when the predictive forward speed Vap and the vertical predictive velocity Vzp form a predictive operating point of the rotorcraft located on or well below the vortex domain curve, the alarm being deactivated as soon as the predictive velocity Vap and predictive vertical velocity Vzp form a predictive operating point located above the vortex domain curve.
According to a fourth variant of the invention, the limiting forward speed threshold and the limiting vertical speed threshold are constituted by two curves forming a hysteresis threshold. The two curves are preferably substantially parallel and determined at the end of the preliminary test flights of the reference rotorcraft of the family of rotorcraft. The limits of forward speed limit and limit vertical speed are therefore, as for the third variant, variable.
A lower curve constitutes the first terminal of this hysteresis threshold and an upper curve constitutes the second terminal of this hysteresis threshold. As a result, the alarm is triggered when the predictive forward speed Vap and the predictive vertical velocity Vzp form a predictive operating point of the rotorcraft located on or below the lower curve, the alarm being deactivated as soon as the velocity Predictive Advancement Vap and VZP Predictive Vertical Velocity form a predictive operating point located above the upper curve.
Finally, during the signaling step, the alarm is signaled to a pilot of the rotorcraft after the alarm has been triggered. This alarm can be visually signaled to the pilot, for example by turning on a dedicated light or displaying a specific message on an information screen. This alarm can also be signaled audibly to the pilot, for example by sending a specific sound or a recorded message.
In addition, during the signaling step, delays can be used between the triggering of the alarm and the signaling to the pilot of the rotorcraft of this triggering of the alarm and between the deactivation of the alarm and the signaling. to the pilot of this disabling of the alarm. These timers make it possible to avoid signaling to the pilot inadvertent and successive alarms and deactivations of the alarm. These timers are particularly useful when using single thresholds of limit and limit forward speeds. The use of hysteresis thresholds make it possible to limit this risk of signaling to the pilot inadvertent and successive triggers and deactivations of the alarm.
However, the use of hysteresis thresholds and timers can be cumulated to better manage the signaling of the triggering and disabling of the alarm.
For example, the signaling to the pilot of the alarm trip occurs one second (1s) after the alarm is triggered and the signaling to the pilot of the deactivation of the alarm occurs three seconds (3s) after the deactivation of the alarm. the alarm.
Furthermore, the method according to the invention may comprise an inhibition step deactivating the triggering of the alarm or the signaling of this alarm. Preferably, this inhibition step deactivates the signaling of the alarm and is situated for example between the step of triggering an alarm and the signaling step.
A first inhibiting condition corresponds for example to a rotorcraft moving at a height relative to the ground less than or equal to a limit height. This first inhibition condition characterizes a position of the rotorcraft close to the ground which corresponds for example to a take-off or landing phase. This position close to the ground may also correspond to an aborted landing phase.
A second inhibition condition corresponds to a rotorcraft comprising at least two engines and entered an emergency operating mode following a malfunction of one of the engines for a duration less than a predetermined duration.
These two conditions of inhibition characterize particular flight phases, even emergency, monopolizing all the attention of the pilot and co-pilot. Adding the signaling of an alarm to an already complex situation could disturb the pilot and / or co-pilot in the management of this situation without giving them any additional help. It is better not to report to them the approach of a vortex domain. In addition, the rotorcraft is in a transitional phase, for example following the loss of an engine, which may explain the approach of a vortex domain, but the pilot and / or the co-pilot of the rotorcraft then manage this situation to return to a stable flight phase and thus move away naturally from this vortex area. Reporting to the pilot and / or co-pilot this approach to a vortex domain does not provide any assistance in this context and may, on the contrary, disrupt it in the course of the procedure to be applied.
For example, the limit height is between 20 and 100 ft and the predetermined duration is 30 seconds (30s). These values are generally independent of the rotorcraft family. This duration of 30s corresponds to the duration of the super-emergency plan OEI 30s of the rotorcraft, this value being able to vary according to the admissible duration of this regime of super urgency.
It should be noted that the limit advance speed threshold and the limit vertical speed threshold determined during the preliminary step correspond to a static vortex domain, the attitude of the plane of the main rotor of the rotorcraft being considered substantially zero. As a result, the comparison of the predictive forward speed Vap with the limit advance speed threshold and the predictive vertical speed Vzp with the limit vertical speed threshold makes it possible to detect the approach of a static vortex domain, the attitude of the plane of the main rotor of the rotorcraft being substantially zero.
On the other hand, during a flight, a rotorcraft frequently moves with an inclined main rotor plane, especially when the rotorcraft is in the deceleration phase. As a result, the longitudinal attitude Θ of the rotorcraft is non-zero, the longitudinal direction X of the rotorcraft being inclined from the angle of attitude Θ vis-à-vis a horizontal plane. In this case, the rotorcraft may be approaching a dynamic vortex.
In the context of the invention, it can be assumed that the angles formed on the one hand by the plane of the main rotor of the rotorcraft with respect to a horizontal plane and on the other hand by the attitude of the rotorcraft with respect to a horizontal plane are the same.
In fact, the pilot of the rotorcraft first controls the inclination of the plane of the main rotor of the rotorcraft which then causes the change of attitude of the rotorcraft which stabilizes at an angle of attitude substantially equal to this angle of the plane of the rotor rotorcraft vis-à-vis a horizontal plane. Therefore, the angle Θ formed by the plane of the main rotor of the rotorcraft with respect to a horizontal plane and the angle of attitude of the rotorcraft with respect to this horizontal plane are substantially identical at the end of the maneuver, but different during the transitional period. realization of this maneuver.
This approximation is possible because on the one hand the difference between the attitude of the plane of the main rotor and the longitudinal attitude Θ of the rotorcraft is low and / or transient and on the other hand the method according to the invention makes it possible to detect a approach of a vortex domain over a prediction time interval At.
Advantageously, the static vortex domain diagram determined during the preliminary step is also suitable for detecting the approach of a dynamic vortex domain. In fact, a reference change by applying a rotation of the reference formed by the instantaneous forward and vertical speeds Va, Vz according to the attitude angle Θ makes it possible to go from a static vortex domain to a dynamic vortex domain .
However, when the forward speed Va of the rotorcraft is equal to the own speed Vp or approximated by the conventional speed Vc, the predictive forward speed Vap is located in the plane of the main rotor as well as for a static vortex domain than dynamic.
Consequently, during the alarm triggering step, the predictive vertical speed Vzp compared to the limit vertical speed threshold is replaced by the formula (ivzp.cos0). This formula thus corresponds to a change of reference to move from a dynamic vortex mark to the static vortex mark determined in the preliminary step.
Thus, whatever the variant used, the method for detecting and signaling the approach of a vortex domain by a rotorcraft according to the invention thus makes it possible to trigger an alarm when the rotorcraft is approaching a range of vortex of static type, namely with an attitude angle Θ of the rotorcraft substantially zero, or a vortex domain of dynamic type, namely with a pitch attitude Θ of the non-zero rotorcraft.
In addition, the method according to the invention can also make it possible to determine whether the rotorcraft is at the instant t current in a vortex domain. For this purpose, during the calculation step, the predictive forward speed Vap is replaced by the instantaneous forward speed Va of the rotorcraft and the predictive vertical speed Vzp is replaced by the instantaneous vertical speed Vz of the rotorcraft. The invention also relates to a device for detecting the approach of a vortex domain by a rotorcraft, the rotorcraft belonging to a family of rotorcraft. The rotorcraft comprising a main rotor provided with blades, the device for detecting the approach of a vortex domain comprises: a first measuring means for measuring an instantaneous vertical speed Vz of the rotorcraft, a second measuring means for measuring a conventional speed Vc of the rotorcraft, - a memory means containing a limit forward speed threshold and a limit vertical speed threshold defining a vortex entry limit for the family of rotorcraft rotorcraft, - a means calculation means connected to the first and second measuring means and to the storage means, the calculation means being intended to detect the approach of a vortex domain by the rotorcraft, and a signaling means signaling the approach of a vortex domain by the rotorcraft, the signaling means being connected to the calculation means.
The first measuring means is for example a variometer and the second speed measuring means is an anemometer. The storage means may be a memory containing a database comprising the limit forward speed threshold and a limit vertical speed threshold as well as the different relations allowing the calculation of a forward speed.
dV instantaneous Va, instantaneous acceleration -, dt an instantaneous vertical acceleration of predictive speeds and detect the approach of a vortex domain by the rotorcraft. The calculating means is for example a calculator and the signaling means is a light or an information screen on which is displayed a message signaling the alarm.
The device implements the method of detecting the approach of a vortex domain by a previously described rotorcraft to determine if the rotorcraft is close to entering a vortex domain. The invention and its advantages will appear in more detail in the context of the following description which illustrates preferred embodiments, given without any limiting character, with reference to the appended figures which represent: FIGS. 1 and 2, two representations of FIG. FIG. 3 is an illustration of the flow of air in the presence of a main rotor of a rotorcraft in a vortex domain; FIG. 4, a device for detecting the approach of a rotorcraft; A vortex domain by a rotorcraft according to the invention, - Figure 5, a block diagram of a method for detecting the approach of a vortex domain by a rotorcraft, - Figures 6 and 7, two diagrams. representing a vortex domain, and - Figure 8, a simplified diagram representing a vortex domain.
The elements present in several separate figures are assigned a single reference.
In FIGS. 1 and 2, a rotorcraft 20 comprises a main rotor 21 provided with blades 22 rotating around an axis 25. An orthonormal marking (Χ, Υ, Ζ) is attached to the rotorcraft 20. This reference (Χ, Υ, Ζ) is defined by a longitudinal direction X extending from the rear of the rotorcraft 20 towards the front of the rotorcraft 20, a direction of elevation Z extending from bottom to top perpendicular to the longitudinal direction X and a transverse direction Y extending from right to left perpendicular to the longitudinal directions X and elevation Z. The axis 25 of the main rotor 21 is substantially parallel to the elevation direction Z.
In Figures 1 and 2, a terrestrial reference (Xt, Yt, Zt) is also shown. This terrestrial reference (Xt, Yt, Zt) is defined by a vertical direction Zt parallel to the direction of gravity as well as the two directions Xt.Yt defining a horizontal plane Ph perpendicular to the vertical direction Zt.
It can be seen in FIG. 1 that the elevation direction Z attached to the rotorcraft 20 is parallel to the vertical direction Zt. The plane PR formed by the main rotor 21 is parallel to the horizontal plane Ph, the rotorcraft 20 flying with a trim angle Θ zero. In FIG. 2, the plane PR forms an angle Θ with the horizontal plane Ph and the rotorcraft 20 then flies with an attitude angle Θ. The elevation direction Z attached to the rotorcraft 20 also forms an angle equal to the attitude angle Θ with the vertical direction Zt of the terrestrial reference system (Xt, Yt, Zt).
Figure 3 shows the main rotor 21 operating in a static vortex domain. The plane PR formed by the main rotor 21 is parallel to the horizontal plane Ph and therefore perpendicular to the direction of gravity. The directions of the air flow velocities shown in this FIG. 3 correspond to a slow and almost vertical descent of the rotorcraft 20.
The speed Vv designates the vertical component of the upstream speed of the air flow, normal to the plane PR formed by the main rotor 21 and the value Vf, called "Froude speed" by the person skilled in the art, is greater in this situation at the speed Vv. It can be seen that a wake S is formed at the lower part of the main rotor 21, which forces the upper central air streams FCS to create a swirl zone ZT towards the periphery of the blades 22.
Under these conditions, a phenomenon of vortex state manifested in principle by vibrations felt by the crew of the rotorcraft 20 arises when the rotorcraft 20 initiates a purely vertical descent or with a steep descent slope, the main rotor 21 down then in his own breath and losing lift due to his isolation from the airflow. A sharp fall of the rotorcraft 20 ensues if no corrective maneuver is undertaken by the pilot of the rotorcraft 20.
To remedy this dangerous situation specific to rotorcraft, the rotorcraft 20 may include a device 10 for detecting and signaling the approach of a vortex domain by a rotorcraft 20. This device 10 makes it possible to implement a detection method and signaling the approach of a vortex domain by the rotorcraft 20, a block diagram is shown in Figure 5.
The device 10 can thus detect and then predictively signal to the pilot of the rotorcraft 20 the approach of a vortex domain. From then on, the pilot can take the necessary measures by anticipating his action with respect to this approach, thus avoiding the entry of the rotorcraft 20 into this vortex domain.
The device 10 is shown in FIG. 4 and comprises: a first measuring means 1 for measuring the instantaneous vertical speed Vz of the rotorcraft 10, a second measuring means 2 for measuring the conventional speed Vc of the rotorcraft 10, a means for measuring 3 for storing a limit forward velocity threshold and a limit vertical velocity threshold defining an entry limit in a vortex domain for the rotorcraft family of rotorcraft 20, as well as various relationships necessary for the implementation of process of the method, a calculation means 4 connected to the first and second measuring means 1, 2 and the storage means 3, and intended to apply these relationships and to detect the approach of a vortex domain by the rotorcraft 20 a signaling means 5 signaling the approach of a vortex domain by the rotorcraft 20 to the pilot of the rotorcraft 20, the signaling means 5 being connected to the calculation means 4, - a third measuring means re 6 connected to the calculation means 4 for measuring the longitudinal attitude Θ of the rotorcraft 20, and - a fourth measurement means 7 connected to the calculation means 4 for measuring an instantaneous acceleration
and instantaneous vertical acceleration
of the rotorcraft 20.
The first measuring means 1 is for example a variometer and the second speed measuring means 2 is an anemometer. The storage means 3 may be a memory containing, in particular, a database comprising the thresholds of limit advance speed and limit vertical speed as well as characteristics of the rotorcraft family of rotorcraft 20. The storage means 3 also contains the different relationships used by the calculation means 4. The calculation means 4 is for example a calculator and the signaling means 5 is a light located on a dashboard of the rotorcraft 20. The third measurement means 6 is for example an instrument artificial horizon and the fourth measuring means 7 is an accelerometer. The third and fourth measurement means 6, 7 can also be grouped together in the same device known by the acronym "AHRS" designating in English "Attitude and Heading Reference System" and providing the accelerations and the angles of plane of the rotorcraft according to the three axes of the mark (Χ, Υ, Ζ).
However, the instantaneous advance and vertical accelerations can be determined by the calculation means 4 by a time derivative of the instantaneous forward and vertical speeds Va, Vz. The device 10 then does not include the fourth measurement means 7.
The method of detecting and signaling the approach of a vortex domain by a rotorcraft 20 comprises, as shown in FIG. 5, four main steps.
First, during a preliminary step (a), series of velocity measurements are performed on a reference rotorcraft during preliminary test flights to determine a limit forward speed threshold and a limit vertical speed threshold. These preliminary test flights are carried out at the boundary of the vortex domains and until entering these vortex domains. These preliminary test flights thus make it possible to firstly determine a diagram representing a mean shape of a static vortex for the reference rotorcraft and, consequently, for all the rotorcraft 20 of the rotorcraft family to which it belongs this reference rotorcraft.
Such diagrams are represented in FIGS. 6 and 7 in a reference formed by the instantaneous forward speed Va of the rotorcraft 20 on the abscissa and its instantaneous vertical speed Vz on the ordinate. From each diagram, limit advance speed and limit vertical speed thresholds can be determined, the limit forward speed threshold and the limit vertical speed threshold thus defining an entry limit in a vortex domain. for all the rotorcraft 20 of the family of rotorcraft to which this diagram corresponds.
According to a first variant of the invention corresponding to the diagram of FIG. 6, the limit advance speed threshold and the limit vertical speed threshold are respectively formed by a simple and constant threshold, namely a limiting forward speed. and by a vertical limit speed Vzl.
The forward speed limit Val is less than a first upper limit La in advancing speed of the vortex domain. Similarly, the vertical limit velocity Vz1, which is equal to half of the average value of the induced velocity Vi of the main rotor 21 in hovering out of ground effect, is less than a second upper limit Lz in vertical velocity of the vortex.
According to a second variant of the invention corresponding to the diagram of FIG. 7, the limit advance speed threshold and the limit vertical speed threshold are respectively formed by a first and a second hysteresis threshold. Thus, the limit speed limit threshold is constituted by a first limit speed limit Vali and a second limit speed limit Val2. The first forward speed limit Vali is lower than the first upper limit La and the second forward speed limit Val2 while the second forward speed limit Val2 is greater than the first upper limit La.
Similarly, the limit vertical speed threshold is constituted by a first vertical limit velocity Vzu and a second vertical limit velocity Vzu- The first vertical limit velocity Vzu, which is equal to half the average value of the induced velocity Vi of the rotor main 21 hovering off ground effect, is less than the second upper limit Lz and the second limit vertical speed Vzlz while the second limit vertical speed Vzl2 is greater than the second upper limit Lz.
These forward speeds and vertical limits are determined following preliminary tests carried out on the reference rotorcraft of the family of rotorcraft.
In addition, according to a third variant of the invention, the limit advance speed threshold and the limit vertical speed threshold can also be formed by the upper curve of the vortex domain determined at the end of the preliminary test flights. of the rotorcraft of reference of the family of rotorcraft. These limits of forward speed limit and vertical limit speed are variable.
Then, during a calculation step (b), a predictive forward speed Vap and a predictive vertical speed Vzp of the rotorcraft 20 are determined in real time during a flight of the rotorcraft 20. This calculation step (b ) has sub-steps.
During a determination substep (b ^, the instantaneous vertical speed Vz of the rotorcraft 20 is measured by the measurement means 1 in the terrestrial reference system (Xt, Yt, Zt), namely in the direction of gravity.
During this determination substep (b 1), the conventional speed Vc corresponding to the speed of the rotorcraft 20 relative to the air is also measured by the second measurement means 2 in the reference (Χ, Υ, Ζ) attached to the rotorcraft 20.
This measurement of the conventional speed Vc may be in the longitudinal direction X of the rotorcraft 20 if the second measuring means 2 is for example a monodirectional anemometer aligned on this longitudinal direction X.
This measurement of the conventional speed Vc can also be located in a plane formed by the longitudinal X and transverse directions Y of the rotorcraft 20 when the second measurement means 2 is a bidirectional anemometer such as an ultrasonic anemometer.
This measurement of the conventional speed Vc can also be represented by a vector according to the three directions of the reference (Χ, Υ, Ζ) attached to the rotorcraft 20 when the second measurement means 2 is a tridirectional anemometer such as a LIDAR anemometer.
Then, the calculation means 4 determines the instantaneous forward speed Va from this measurement of the conventional speed Vc by applying in particular a barometric correction.
The instantaneous speed of travel Va can be linked to the conventional speed Vc by the relationship Vc = VA.yfâ.et thus constitutes the instantaneous own speed Vp of the rotorcraft 20. The predictive forward speed Vap then constitutes a predictive clean speed Vpp of the rotorcraft 20.
The instantaneous forward speed Va can also be approximated by a horizontal component of the instantaneous own speed Vp of the rotorcraft 20 which is a projection in a horizontal plane of the conventional speed Vc of the barometric corrected rotorcraft. The predictive advancement velocity Vap then constitutes a horizontal component of the predictive self-speed of the rotorcraft 20.
Then, during a first substep of calculation (b2), the predictive advance speed Vap is calculated according to a first relation:
where t and At respectively denote the time and the prediction time interval,
being an instantaneous speeding acceleration of the rotorcraft 20.
During a second substep of calculation (b3), the predictive vertical velocity Vzp is calculated under the condition of the instantaneous forward speed Va.
If the instantaneous forward speed Va is greater than an upper limit speed, the predictive vertical speed Vzp is calculated by a second relationship
k being a constant characteristic of the rotorcraft family of rotorcraft 20, where A is a first weighting coefficient, B being a second weighting coefficient and VY being a predetermined minimum power speed of the rotorcraft family.
is in fact applicable to calculate the predictive vertical velocity VZP only when the rotorcraft 20 flies on the one hand with an instantaneous forward speed Va lower than the predetermined minimum power velocity Vy of the family of the rotorcraft 20 and greater than the upper limit velocity, and secondly with an instantaneous speed of advancement Va decreasing characterizing a deceleration of the rotorcraft 20.
If the instantaneous forward speed Va is less than a lower limit speed, the predictive vertical speed Vzp is calculated by a third relationship
D being a third weighting coefficient,
being an instantaneous vertical acceleration of the rotorcraft 20.
Finally, if the instantaneous forward speed Va is less than or equal to the upper limit speed and greater than or equal to the lower limit speed, the predictive vertical speed Vzp is an interpolation, for example linear, between the second and third relations.
However, according to another alternative, the predictive vertical velocity Vzp can be calculated according to a hysteresis logic. In this way, the second relation is also applied when the instantaneous forward speed Va decreases from the upper limit speed and remains greater than or equal to the lower limit speed. Similarly, the third relationship is applied when the instantaneous forward speed Va increases from the lower limit speed and remains lower than or equal to the upper limit speed.
Then, during a triggering step (c), the predictive forward speed Vap and the predictive vertical speed Vzp are compared respectively and simultaneously with the limit forward speed threshold and the limit vertical speed threshold, and then an approach alarm of a vortex domain by a rotorcraft 20 is triggered when on the one hand the predictive forward speed Vap has reached the limit forward speed threshold and on the other hand the predictive vertical speed Vzp a reaches the limit vertical speed limit.
According to the first variant of the invention, the alarm is triggered when on the one hand the predictive forward speed Vap is less than or equal to the limit forward speed and on the other hand the predictive vertical speed Vzp is lower or equal to the limit vertical speed. The alarm is for example triggered for the first predictive operating point P1 characterized by a first predictive forward speed Vapi less than the limit forward speed Val and a first vertical predictive speed Vzpi less than the limit vertical speed Vzl, this first predictive operating point P1 being located below the limiting forward speed Val and to the left of the limiting vertical speed Vzl in FIG. 6. The alarm is then deactivated as soon as the predictive forward speed Vap is greater than the forward speed limit or as soon as the predictive vertical speed Vzp is greater than the limit vertical speed. The alarm is, for example, deactivated for the second predictive operating point P2 characterized by a second predictive forward speed Vap2 greater than the limiting forward speed Val and a second predictive vertical speed Vzp2 always lower than the limiting vertical speed Vzl.
Following the application of this method of detection and signaling of the approach of a vortex domain and a prediction time At of 10 seconds, the diagram represented in FIG. 6 can be simplified according to the simplified diagram of FIG. In particular, the lower zone of the vortex domain of FIG. 6 is not considered because this flight domain is not operationally useful, and can therefore be omitted from the simplified diagram. This lower zone of the vortex domain corresponds in particular to a vertical descent rate of more than 3000 ft / min. Indeed, in the case of a fast descent, the rotorcraft evolves at high horizontal speeds and in any case higher than the minimum power speed Vy.
In addition, the upper zone of the vortex domain can also be simplified by directly using the limiting forward speed Val and the limiting vertical speed Vzl as shown in FIG. 8.
According to the second variant of the invention, the alarm is triggered when on the one hand the predictive forward speed Vap is less than or equal to the first forward speed limit Vali and on the other hand the predictive vertical speed Vzp is less than or equal to the first vertical limit speed Vzli. The alarm is for example triggered for the first predictive operating point P1 characterized by a first predictive forward speed Vapi lower than the first forward speed limit Vali and a first vertical predictive speed Vzpi lower than the first vertical limit speed Vzli , this first predictive operating point P1 being located below the first limit advance speed Vali and to the left of the first vertical limit speed Vzli in FIG. 7. The alarm is then deactivated as soon as the predictive advance speed Vap is greater than the second limit advance speed or as soon as the predictive vertical velocity Vzp is greater than the second limit vertical velocity. The alarm is for example deactivated for the third predictive operating point P3 characterized by a third predictive forward speed Vap3 greater than the second forward speed limit Valz and a third predictive vertical speed Vzp3 always lower than the first limit vertical speed Vzli.
On the other hand, the alarm is not deactivated for the second predictive operating point P2 characterized by a second predictive forward speed Vap2 greater than the first limiting forward speed Vali but lower than the second limiting forwarding speed Val2. and a second predictive vertical velocity Vz 2 less than the first vertical velocity limit Vzu.
It should be noted that, for these two variants, a predictive operating point of the rotorcraft 20 may be in the vortex range, although it is located below a first speed limit and above a second speed For example, an operating point in zone B is located below the limiting forward speed and above the limiting vertical speed. If the pilot of the rotorcraft does not act, the predictive operating point will continue to evolve in the vortex domain and reach the second limit speed. The alarm for detecting the approach of a vortex domain is then triggered and corresponds to a new prediction time interval less than the prediction time interval At. Advantageously, the alarm is still triggered and corresponds to a detection of this approach of the vortex domain with a reduced prediction time interval.
Similarly, a predictive operating point of the rotorcraft 20 may lie outside the vortex range, although it is located below the two limit speeds, for example for zone D of FIGS. 6 and 7. In this case, the The alarm is triggered even before the predictive operating point enters the vortex domain of the approach of this vortex domain, but the rotorcraft 20 still has a trajectory that seems to be moving towards the vortex domain. The alarm is thus triggered for detection of a vortex domain approach with an increased prediction time interval.
The position of the limit speed thresholds therefore makes it possible to find a compromise between the dimensions on the one hand of the zones B and C and on the other hand of the zone D and, consequently, to limit the variations of the time interval of prediction for the detection of the vortex domain approach. Moreover, the value of the prediction time interval At advantageously allows these variations of the prediction time interval remain acceptable for the alarm to be triggered sufficiently early to enable the pilot to perform the maneuver necessary to avoid to really enter this vortex area. The object of the invention being the detection of the approach of a vortex domain over a prediction time interval At, the approximation linked to these positions of the limit speed thresholds mainly impacts this prediction time interval, without generating a risk of non detection of the approach of a vortex domain or of triggering false alarms.
Finally, during a signaling step (d), the detection of the approach of the vortex domain is signaled to a pilot of the rotorcraft 20 following the triggering of the alarm. This alarm is visually indicated to the pilot by the lighting of the warning light 5.
In addition, during this signaling step, delays may be used between the triggering of the alarm and the signaling of this trigger to the pilot of the rotorcraft 20 and between the deactivation of the alarm and the signaling of this deactivation. pilot.
The comparison of the forward and vertical predictive velocities Vap, Vzp directly and respectively with the thresholds of advancement velocities and vertical limits corresponds to the detection of the approach of a static vortex domain, the attitude of the plane of the rotor. and the longitudinal attitude Θ of the rotorcraft being considered substantially zero.
However, a rotorcraft frequently changes, during a flight, with an inclined main rotor plane, especially when the rotorcraft is in the deceleration phase. As a result, the longitudinal direction X of the rotorcraft is inclined with an attitude angle Θ vis-à-vis a horizontal plane. In this case, the rotorcraft may be approaching a dynamic vortex.
Advantageously, the diagrams representing the static vortex domain according to FIGS. 6, 7 and 8 are also suitable for detecting the approach of a dynamic vortex domain. Indeed, a reference change by applying a rotation of the reference formed by the instantaneous forward and vertical speeds Va, Vz according to the attitude angle Θ, as shown in FIG. 6, advantageously makes it possible to use the same representation vortex, whether the rotorcraft is approaching a static vortex or a dynamic vortex.
Thus, when said longitudinal direction X is inclined by an attitude angle Θ relative to a horizontal plane, the predictive vertical velocity Vzp compared with the limit vertical speed threshold is replaced by the formula (vzl> .cosθ).
This marker change is applied only to the predictive vertical velocity Vzp. Indeed, when the forward speed Va of the rotorcraft is equal to the natural speed VP, the predictive forward speed Vap is located in the plane of the main rotor 21 for both a static and dynamic vortex domain.
The method according to the invention thus makes it possible to detect both the approach of a static and dynamic vortex domain according to the attitude angle Θ of the rotorcraft.
Naturally, the present invention is subject to many variations as to its implementation. Although several embodiments have been described, it is well understood that it is not conceivable to exhaustively identify all the possible modes. It is of course conceivable to replace a means described by equivalent means without departing from the scope of the present invention.

权利要求:
Claims (21)
[1" id="c-fr-0001]
1. A method for detecting and signaling the approach of a vortex domain by a rotorcraft (20), said rotorcraft (20) belonging to a family of rotorcraft and comprising a main rotor (21) provided with blades (22) characterized in that said method comprises the following steps: a) a preliminary step of determining a limit forward velocity threshold and a limit vertical velocity threshold defining an entry limit in a vortex domain for said family of rotorcraft, b) a step of calculating in real time a predictive forward speed (Vap) and a predictive vertical speed (Vzp) of said rotorcraft (20) during a flight of said rotorcraft (20) said predictive advance speed (Vap) being calculated as a function of an instantaneous forward speed (Va) and dV of an instantaneous forward acceleration - of said dt rotorcraft (20) over a time interval of prediction characterizing the prediction time of said predictive advance speed (Vap) and said predictive vertical speed (Vzp), said predictive vertical speed (Vzp) being computed under condition of said instantaneous forward speed (Va), instantaneous forward speed (Va) is greater than an upper limit speed, said predictive vertical speed (Vzp) being calculated according to the instantaneous vertical speed (Vz) of said rotorcraft (20), the energy balance of said rotorcraft (20) and the variation of the required power of said main rotor (11) for a level flight over said prediction time interval Δt, ladite when said instantaneous forward speed (Va) is lower than a lower limit speed, said predictive vertical speed (Vzp) being calculated as a function of said instantaneous vertical velocity (Vz) and an instantaneous vertical acceleration dV - ^ of said rotorcraft (20), dt c) a step of triggering an approach alarm of a vortex domain by a rotorcraft (20), said predictive forward speed (Vap) and said predictive vertical speed (Vzp) being compared with said speed threshold respectively. of limit advancement and said limit vertical speed threshold, said alarm being triggered when on the one hand said predictive forward speed (Vap) has reached said limit advance speed threshold and on the other hand said predictive vertical speed ( Vzp) has reached said limit vertical speed threshold, and d) a step of signaling said alarm to a pilot of said rotorcraft (20) following said triggering of said alarm.
[2" id="c-fr-0002]
2. Method according to claim 1, characterized in that when said instantaneous forward speed (Va) is less than or equal to said upper limit speed and greater than or equal to said lower limit speed, said predictive vertical speed (Vzp) is a interpolation between the two previous cases, namely when said instantaneous forward speed (Va) is greater than said upper limit speed and when said instantaneous forward speed (Va) is lower than said lower limit speed.
[3" id="c-fr-0003]
3. Method according to claim 1, characterized in that when said instantaneous forward speed (Va) is less than or equal to said upper limit speed and greater than or equal to said lower limit speed, said predictive vertical speed (Vzp) is calculated according to a hysteresis logic between the two preceding cases, namely that when said instantaneous forward speed (VU) decreases from said upper limit speed and remains greater than or equal to said lower limit speed, said predictive vertical speed (Vzp) is calculated according to the first case, that is to say according to said instantaneous vertical speed (Vz), said energy balance of said rotorcraft (20) and said variation of said necessary power of said main rotor (11) for a flight in step on said prediction time interval (At) and when said instantaneous forward speed (Va) increases from said lower limit velocity and remains lower than or equal to said upper limit velocity, said predictive vertical velocity (Vzp) is calculated according to the second case, that is to say according to said instantaneous vertical velocity (Vz) and said vertical acceleration instant

said rotorcraft (20).
[4" id="c-fr-0004]
4. Method according to any one of claims 1 to 3, characterized in that said calculating step comprises sub-steps: b1) a substep of determining said instantaneous forward speed (Va) and said speed instantaneous vertical (Vz) of said rotorcraft (20), b2) a first substep of calculating said predictive advance speed (Vap) according to a first relation: where t and At respectively denote the time

and said prediction time interval,

being an instantaneous forward acceleration of said rotorcraft (20), b3) a second substep of calculating said predictive vertical velocity (Vzp) under condition of said instantaneous forward speed (1 ^ 0, - when said velocity of instantaneous advancement {Va) is greater than said upper limit velocity, said predictive vertical velocity {Vzp) is calculated by a second relation

being a constant characteristic of said family of rotorcraft of said rotorcraft (20), A being a first weighting coefficient, B being a second weighting coefficient and Vy being a predetermined minimum power speed of said family of said rotorcraft (20), the expression

being applicable for calculating said predictive vertical velocity (Vzp) only when said rotorcraft (20) is flying on the one hand with a low instantaneous forward speed (Va) below said predetermined minimum power velocity (Vy) of said family said rotorcraft (20), but still greater than said upper limit speed, and secondly with a decreasing instantaneous forward speed (Va) characterizing a deceleration of said rotorcraft (20), - said instantaneous forward speed (VOi ) is lower than said lower limit speed, said predictive vertical velocity {Vzp) is calculated by a third relation D being a third coefficient

weighting,

being an instantaneous vertical acceleration of said rotorcraft (20).
[5" id="c-fr-0005]
5. Method according to claim 4, characterized in that said characteristic constant k is equal to 4000 ft / min, said first weighting coefficient is equal to -0.05, said second weighting coefficient B is equal to 1 when VA <vr and zero when vA> VY and said third weighting coefficient D is equal to 0.5.
[6" id="c-fr-0006]
6. Method according to any one of claims 1 to 5, characterized in that said limit forward speed threshold and said limit vertical speed threshold are constituted by a curve of the vortex domain in a diagram where the abscissa and the ordinates respectively correspond to said instantaneous forward speed (Va) and instantaneous vertical speed (Vz) of said rotorcraft (20), said vortex domain curve being representative of a vortex state of said family of said rotorcraft (20) and determined further to prior measurements in flight on a reference rotorcraft of said family of rotorcraft, and in said step of triggering an alarm, said alarm is triggered when said predictive forward speed (Vap) and said predictive vertical speed ( Vzp) form a predictive operating point of said rotorcraft (20) located on or well below said vortex curve, said alarm e being deactivated as soon as said predictive forward speed (Vap) and said predictive vertical velocity (Vzp) form a predictive operating point located above said vortex domain curve.
[7" id="c-fr-0007]
7. Method according to any one of claims 1 to 5, characterized in that said threshold forward speed limit is constituted by a limit forward speed and said limit vertical speed threshold is constituted by a limit vertical speed, and during said step of triggering an alarm, said alarm is triggered when on the one hand said predictive forward speed (Vap) is less than or equal to said limit forward speed and on the other hand said vertical speed predictive (Vzp) is less than or equal to said limit vertical speed, said alarm being deactivated as soon as said predictive forward speed (Vap) is greater than said forward speed limit or said predictive vertical speed (Vzp) is greater at said limit vertical speed.
[8" id="c-fr-0008]
8. The method of claim 7, characterized in that said limit vertical speed corresponds to half of an average value of the induced speed of said main rotor (11) when said rotorcraft (20) hovers out of ground effect.
[9" id="c-fr-0009]
9. Method according to any one of claims 7 to 8, characterized in that said forward speed limit is equal to 25 kt and said limit vertical speed is equal to -1200 ft / min.
[10" id="c-fr-0010]
10. Method according to any one of claims 1 to 9, characterized in that said forward speed threshold is a first hysteresis threshold consisting of a first limit speed and a second limiting speed limit, said when the first limit advance speed is less than the said second limit advance speed, the said limit vertical speed threshold is a second hysteresis threshold consisting of a first limit vertical speed and a second limit vertical speed, the said first limit vertical speed being less than at said second limit vertical speed, and in said step of triggering an alarm approaching a vortex domain by a rotorcraft (20), said alarm is triggered when on the one hand said predictive advance speed (Vap) is less than or equal to said first limit speed and secondly said vertical speed p reductive (Vzp) is less than or equal to said first limit vertical speed, said alarm being deactivated as soon as said predictive forward speed (Vap) is greater than said second limit forward speed or said predictive vertical speed (Vzp) is greater than said second limit vertical velocity.
[11" id="c-fr-0011]
11. The method of claim 10, characterized in that one of said first and second limit vertical speeds corresponds to half of an average value of the induced speed of said main rotor (11) when said rotorcraft (20) is hovering off ground effect.
[12" id="c-fr-0012]
12. Method according to any one of claims 10 to 11, characterized in that said first limit advance speed is equal to 21 kt, said second limit forward speed is equal to 26 kt, said first vertical limit speed is equal to -800 ft / min and said second vertical limit speed is equal to -1200 ft / min.
[13" id="c-fr-0013]
13. Method according to any one of claims 1 to 12, characterized in that said lower limit speed is equal to 15 kt and said upper limit speed is equal to 35 kt.
[14" id="c-fr-0014]
14. Method according to any one of claims 1 to 13, characterized in that said method comprises a step of inhibiting (e) the alarm disabling said signaling of said alarm to said pilot of said rotorcraft (20) when said rotorcraft ( 20) moves at a height relative to the ground less than or equal to a limit height or when said rotorcraft comprising at least two engines has entered an emergency operating mode following a malfunction of one of said engines for a shorter duration at a predetermined time.
[15" id="c-fr-0015]
15. The method of claim 14, characterized in that said limit height is between 20 and 100 feet (20 to 10Oft) and said predetermined time is equal to 30s.
[16" id="c-fr-0016]
16. Method according to any one of claims 1 to 15, characterized in that, during said signaling step, delays are used between said triggering of said alarm and said pilot said signaling said rotorcraft (20) said triggering said alarm and between the deactivation of said alarm and said signaling said pilot said disabling said alarm.
[17" id="c-fr-0017]
17. Method according to any one of claims 1 to 16, characterized in that, said rotorcraft being characterized by three privileged directions, a longitudinal direction X extending from the rear of said rotorcraft (20) towards the front of said rotorcraft (20), an elevation direction Z extending from bottom to top perpendicular to said longitudinal direction X and a transverse direction Y extending from right to left perpendicular to said longitudinal directions X and elevation Z, when said longitudinal direction X is inclined at an angle Θ with respect to a horizontal plane, said predictive vertical velocity (Vzp) is replaced by a formula (vzp.cosû) which is compared with said limit vertical velocity threshold.
[18" id="c-fr-0018]
18. Method according to any one of claims 1 to 17, characterized in that, during said calculation step, said predictive forward speed (Vap) is equal to said instantaneous forward speed (KO of said rotorcraft (20) ) and said predictive vertical velocity (Vzp) is equal to said instantaneous vertical velocity (Vz) of said rotorcraft (20) to determine in said alarm triggering step whether said rotorcraft (20) is in a vortex domain at the instant t current.
[19" id="c-fr-0019]
19. A method according to any one of claims 1 to 18, characterized in that said instantaneous forward speed (KO and said predictive forward speed (Vap) of said rotorcraft (20) are respectively formed by an instantaneous speed ( Vp) and a predictive clean speed (Vpp) of said rotorcraft (20).
[20" id="c-fr-0020]
20. Method according to any one of claims 1 to 18, characterized in that said instantaneous forward speed (Va) and said predictive forward speed (Vap) of said rotorcraft (20) are formed respectively by a horizontal component d an instantaneous clean speed (VP) and a horizontal component of a predictive clean speed (Vpp) of said rotorcraft (20).
[21" id="c-fr-0021]
21. A device (10) for detecting and signaling the approach of a vortex domain by a rotorcraft (20), said rotorcraft (20) belonging to a family of rotorcraft, said rotorcraft (20) comprising a main rotor ( 21) provided with blades (22), said device (10) comprising: - a first measuring means (1) for measuring an instantaneous vertical speed (Vz) of said rotorcraft (20), - a second measuring means (2) for measuring a conventional speed (Vc) of the rotorcraft (20), - a storage means (3) containing a limit advance speed threshold and a limit vertical speed threshold defining an entry limit in a vortex domain for said family of rotorcraft of said rotorcraft (20), - calculating means (4) connected to the first and second measuring means (1, 2) and said storage means (1), said calculating means (4) being intended to calculate a instantaneous forward speed (Va), instantaneous vertical acceleration

and an instantaneous acceleration of advancement

of the rotorcraft (20) and detecting the approach of a vortex domain by said rotorcraft (20), and - a signaling means (5) signaling the approach of a vortex domain by said rotorcraft (20), said signaling means (5) being connected to said calculating means (4), characterized in that said device (10) implements said method according to any one of claims 1 to 20.

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