EP2925986A1 - Dispositif de positionnement d'un organe de commande d'une pompe d'injection - Google Patents

Dispositif de positionnement d'un organe de commande d'une pompe d'injection

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Publication number
EP2925986A1
EP2925986A1 EP13803183.6A EP13803183A EP2925986A1 EP 2925986 A1 EP2925986 A1 EP 2925986A1 EP 13803183 A EP13803183 A EP 13803183A EP 2925986 A1 EP2925986 A1 EP 2925986A1
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EP
European Patent Office
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control
lever
control member
mechanical
axis
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Withdrawn
Application number
EP13803183.6A
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German (de)
English (en)
Inventor
Florian Nicolas Vary
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Societe Motorisations Aeronautiques SA
Original Assignee
Societe Motorisations Aeronautiques SA
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Filing date
Publication date
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    • F02D11/10—Arrangements for, or adaptations to, non-automatic engine control initiation means, e.g. operator initiated characterised by non-mechanical control linkages, e.g. fluid control linkages or by control linkages with power drive or assistance of the electric type
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    • F02D31/008—Electric control of rotation speed controlling fuel supply for idle speed control
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    • F02D41/02—Circuit arrangements for generating control signals
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    • F02D41/08—Introducing corrections for particular operating conditions for idling
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05G—CONTROL DEVICES OR SYSTEMS INSOFAR AS CHARACTERISED BY MECHANICAL FEATURES ONLY
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    • G05G1/04—Controlling members for hand actuation by pivoting movement, e.g. levers
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    • F02D41/40—Controlling fuel injection of the high pressure type with means for controlling injection timing or duration
    • F02D41/406—Electrically controlling a diesel injection pump

Definitions

  • the present invention relates to a device for positioning a control member of a fuel injection pump for piston aircraft engines. It is known to use a device for controlling the positioning of a control member of an injection pump for regulating the power of an aircraft engine. The position of the control member of the injection pump acts on the fuel flow that is delivered to the engine and thus influences the power of the engine.
  • Such a control device comprises a control lever of the engine power (also called throttle) allowing the pilot to position the control member via mechanical control means or via electrical control means.
  • a control lever of the engine power also called throttle
  • control means are independent of one another.
  • the pilot usually uses the electrical control means. In the event of failure of the electrical control means, the pilot then uses the mechanical control means to ensure the required minimum engine power.
  • the mechanical control means are designed so as to regulate the power of the motor if it were to be compromised by the failure of one or more component (s) of the electrical control means or if the power supply necessary for the operation of the electrical control means was to fail.
  • the mechanical control means allowing the pilot to control the power of the engine only with the aid of mechanical parts connecting the control lever to the control member of the injection pump.
  • the electrical control means make it possible to lighten the load of the pilot thanks to the use of electrical and electronic components.
  • These electrical control means are adapted to act on the organ of control of the injection pump according to the power demand of the pilot as well as parameters measured on the engine and / or the aircraft. More particularly, the electrical control means control the position of the control member of the injection pump with the aid of an electric actuator controlled by an electronic computer.
  • the latter interprets the engine power instruction desired by the pilot through a potentiometric sensor placed at the throttle.
  • the computer slaves this electric actuator to satisfy the engine power desired by the driver.
  • This slaving is achieved by means of a non-contact linear sensor of inductive type measuring the position of the control member of the injection pump.
  • the electric actuator is installed in a mechanical housing mounted on the injection pump and is therefore directly exposed to the vibratory environment thereof.
  • the electrical control means comprise an electric actuator which is positioned in a mechanical housing integral with the injection pump. This assembly exposes the electric actuator to the vibratory environment of the injection pump which imposes regular maintenance actions on the electric actuator.
  • the invention aims to provide a device for positioning a control member of an injection pump, in particular to achieve a satisfactory accuracy of the power achieved by an aircraft engine.
  • the invention relates to a device for positioning a control member of an injection pump for a piston engine comprising: a lever for controlling the power of the motor,
  • a mechanical housing comprising first mechanical means communicating with said control lever and said control member, said first mechanical means being adapted to position said control member in a specific position as a function of said power controlled by said control lever,
  • said device also comprises position compensation means comprising:
  • a position sensor of said control member for measuring the position of said control member
  • an electronic calculator for calculating the difference in position between a position of said measured control lever and a position of said measured control member
  • said actuator controlled by said electronic computer, said actuator comprising a control axis for compensating said calculated difference in position.
  • the position of the control member corresponds precisely to the specific position controlled by said control lever and thus provides a motor power corresponding precisely to the engine power desired by the pilot.
  • maximum engine power is defined as the maximum certified power profile of the engine in its flight range.
  • Engine limitations are defined as all operating limits declared by the engine certification.
  • the device for positioning a control member of an injection pump according to the invention may also have one or more of the characteristics below, considered individually or in any technically feasible combination.
  • the compensation means comprise means for measuring the position of the control axis, said position of said control axis being used by the electronic computer to perform the compensation.
  • the mechanical housing comprises second mechanical means communicating with the control axis of the electric actuator and the control member, said second mechanical means being adapted to transmit the compensation of the control axis. to the control member.
  • the compensation means comprise a breaking box adapted to turn on or de-energize the electric actuator.
  • the positioning device comprises a device for indicating the powering up or de-energizing of the electric actuator. In a particular non-limiting embodiment, the positioning device comprises a device for indicating coherence between the position of the control lever and a flight phase.
  • the electronic calculator comprises an application software adapted to check the state:
  • the mechanical housing comprises a return device adapted to position the control shaft in a so-called folding position when the electric actuator is de-energized.
  • the second mechanical means comprise a desmodromic control system preventing the transmission of vibration from the mechanical housing to the electric actuator.
  • control lever comprises a first control graduation of the first mechanical means and a second control graduation of the second mechanical means.
  • FIG. 1 illustrates a non-limiting embodiment of a device for positioning a control member of an injection pump for a piston engine according to the invention
  • FIG. 2 diagrammatically illustrates a non-limiting embodiment of a mechanical housing that comprises a positioning device conforming to that shown in FIG. 1;
  • FIG. 3 schematically illustrates a non-limiting embodiment of a non-return system that comprises a positioning device conforming to that shown in FIG. 1;
  • FIG. 4 schematically illustrates a non-limiting embodiment of a cam system that comprises a positioning device conforming to that shown in FIG. 1;
  • FIG. 5 diagrammatically illustrates a non-limiting embodiment of a switchgear box and a device for indicating powering up or de-energizing which is provided with a positioning device conforming to that shown in FIG. 1,
  • FIGS. 6A and 6B schematically illustrate a non-limiting embodiment of a return device that comprises a positioning device conforming to that shown in FIG.
  • FIG. 7 schematically illustrates a non-limiting embodiment of a coherence indicating device of which a positioning device conforming to that shown in FIG. 1 is provided,
  • FIG. 8 schematically illustrates a power control lever that comprises a positioning device according to that shown in Figure 1.
  • FIG. 1 represents a non-limiting embodiment of a device 1 for positioning a control member 2 of an injection pump 3 for a piston engine according to the invention.
  • the device 1 comprises in particular:
  • a mechanical housing 5 having first mechanical means 6 communicating with the control lever 4 and the control member 2, the first mechanical means 6 being adapted to position the control member 2 in a specific position according to the controlled power by the control lever 4,
  • the compensation means 7 comprise:
  • an electric actuator comprising a control shaft 1 1 for controlling the control member 2, the actuator 10 being for example a servomotor,
  • the electronic computer 13 realizes a position control of the control axis 11 of the actuator 10 using three position information:
  • the mechanical housing 5 comprises second mechanical means 14 communicating with the control axis 1 1 of the electric actuator 10 and the control member 2, the second mechanical means 14 being adapted to transmit the compensation of the control shaft 1 1 to the control member 2.
  • FIG. 2 schematically illustrates a nonlimiting example of the mechanical housing 5 comprising the first mechanical means 6 and the second mechanical means 14.
  • first mechanical means 6 comprise in particular:
  • a cam system 22 comprising in particular a control cam and a return cam (illustrated in FIG. 4), and
  • the first mechanical means 6 alone allow the pilot to control the power of the engine only through mechanical components connecting the control lever 4 of the engine power to the control member 2 of the injection pump.
  • the action of the pilot on the power control lever 4 causes a push-pull cable (not shown) connected to the lever-lever 16 of the mechanical housing 5.
  • This lever-lever 16 causes the rotation of the eccentric-lever 17 around of the axis 18 of the lever-lever.
  • the rotation of the eccentric-handle 17 around this axis 18 causes the tilting of the satellite carrier fork 19 around the axis 24 of the cam system 22.
  • the tilting of the satellite carrier fork 19 then induces a rotation of the satellite 20 about the axis 24 of the cam system 22, the satellite then drives the sun gear 21 in rotation.
  • the axis of the sun gear 25 is integral with the axis 24 of the cam system 22 so that the rotation of the axis 25 of the sun gear 21 causes the cams of the cam system 22 (shown later) to rotate in translation. control member 2 of the injection pump via the slide 23.
  • the second mechanical means 14 comprise:
  • a desmodromic control system comprising a first sheathed flexible cable 26 and a second sheathed flexible cable 27, a control pulley 28 and a pump pulley 29,
  • control pulley 28 is fixed on the control shaft 1 1 of the electric actuator 10 and the pump pulley 29 is fixed on the axis of rotation of the arm 33.
  • Each cable 26, 27 has a first end wound in a groove around the control pulley 28 and a second end wound in a groove around the pump pulley 29.
  • the first cable 26 leads these pulleys 28 and 29 in a direction of rotation unlike the second cable 27 which drives them in the opposite direction.
  • the cables are tensioned by the flexible sheaths, one of which is fixed to a frame connected to the electric actuator and the other is fixed to the mechanical housing.
  • the desmodromic system makes it possible to position the electric actuator 10 in an isolated zone of the vibrations which are present at the mechanical housing 5 or present at the injection pump 3.
  • the desmodromic system makes it possible to reduce the mechanical clearances between the output of the actuator 10 and the control member 2 of the injection pump 3 while avoiding vibrations present at the mechanical housing 5 or the injection pump. 3 to propagate to the electric actuator 10.
  • the second mechanical means 14 communicate with the control shaft 11 of the electric actuator 10 and the actuator member. control 2.
  • the link 32 rotates the satellite 20 around the satellite axis 34 which remains fixed.
  • the rotation of the satellite 20 rotates the sun gear 21 about the axis 24 of the cam system 22.
  • the sun gear 21 being mounted on the same axis of rotation as the axis 24 of the cam system 22, the rotation of the sun gear 21 causes the rotation of the cam system 22 which drives in translation the slide 23 fixed on the control member 2 of the injection pump.
  • the second mechanical means 14 comprise a non-return system that avoids propagating the movement of the electric actuator 10 to the control lever 4. This feature ensures that the movements generated by the electric actuator 10 are transmitted only to the control member 2 of the injection pump and not to the control lever 4.
  • this non-return system is produced by the combination of the satellite carrier fork 19 and the eccentric-lever 17.
  • the electric actuator 10 drives the satellite 20 in rotation through the rod 32.
  • the drive forces are transmitted to the satellite holder 19 by the satellite axis 34 thus creating on the fork 19 a torque ⁇ around the axis of the cam system 22 which is fixed.
  • This torque ⁇ applies to the contact surface between the fork 19 and the planet gear lever 17, a force Ft composed of the normal force Fn support of the fork 19 on the eccentric 17 and a force friction or sliding Fg.
  • an extremely low torque ⁇ is then transferred to the eccentric 17.
  • the anti-return system allows a complete transmission of the movements of the lever-lever 16 in pivoting movements of the satellite carrier fork 19 around the axis 24 of the cam system.
  • the cam system 22 comprises a control cam 35 and a return cam 36.
  • the axis 24 of rotation of the cam system 22 is the same for the control cam 35 and the return cam 36.
  • the axis of rotation 24 of the control cam 35 is perpendicular to the direction of translation of the control member. control 2.
  • the outer profile 37 of the control cam 35 is held in contact against a flat surface 38 of the slide 23 secured to the control member 2.
  • the shape of the external profile 37 of the control cam 35 in contact with the flat surface 38 of the slide 23 and the angle of rotation of the axis 24 define the displacement of the control member 2 of the injection pump.
  • the position of the position sensor of the control member 9 is thus placed at the level of the axis of rotation 24 of the control cam 35.
  • the electronic computer 13 can perform a calculation for estimating the linear position of the control member 2. This assembly reduces to the strict minimum possible the number of mechanical parts between the position sensor of the control member 9 and the control member 2 of the injection pump. Therefore, the position measurement of the controller 2 is accurate.
  • Another advantage is to adjust, by the choice of the profile 37 of the control cam 35, the sensitivity of the power variation of the motor as a function of the variation of the position of the throttle lever 8.
  • This control cam 35 is kept in contact with the flat surface 38 of the slide 23 by means of a play retraction system 39 operating on the return cam 36.
  • the external profile 39 of the return cam 36 is complementary to the external profile. 37 of the control cam 35. While the control cam 35 can move the slide 23 in one direction, the return cam 36 can move the slide in the opposite direction.
  • the backlash clearance between the slide 23 and the control cam 35 is achieved by the backlash system 39 and consists of a pusher 40 integral with the slide 23 and pressed against the return cam 36 by a compression spring 41 bearing on the slide 23.
  • the spring 41 exerts a force F tending to maintain in contact the flat surface 38 with the control cam 35.
  • the position of the control member 2 is determined by the angular position of the axis 24 of the cam system 22. This position can only be changed by the rotation of the satellite 20 which is engrained in the sun gear. 21 integral with the axis 24 of the cam system 22.
  • the rotation of the satellite 20 is a combination of two rotations. A first rotation is that of the satellite 20 about its axis 34, it is caused by the electric actuator 10.
  • a second rotation is that of the satellite 20 about the axis 24 of the cam system 22, it is caused by a pilot action on the control lever 4 power.
  • the position of the control member 2 of the injection pump is a composition of the position of the throttle 4 controlled by the driver, and the electric actuator 10 controlled by the electronic computer 13.
  • the measuring means 12 of the position of the control pin 11 may be formed for example by a sensor adapted to provide the angular position of the control shaft 1 1 of the electric actuator.
  • the electric actuator 10 is itself able to provide the angular position of its control axis January 1 to the electronic computer 13.
  • the electronic computer 13 includes an application software adapted to check the state:
  • the sensors 8, 9 and / or measurement means 12 may be all or partly provided with a redundant measuring channel making it possible to detect the failure of a sensor 8, 9 or measuring means 12 by comparison of its different measurement channels,
  • the coherence of the measurements carried out simultaneously on the two sensors 8 and 9 and the measurement means 12 can be tested taking into account the mechanical link existing between them, which makes it possible to detect the failure of at least one of the sensors 8, 9 or measuring means 12 among the three. This verification is performed in the application software installed in the electronic computer 13.
  • the electric actuator 10 can be de-energized by a breaking box 42 that comprises the device 1.
  • the device 1 comprises a breaking box 42 (illustrated in FIG. 5) adapted to turn on or de-energize the electric actuator 10.
  • the switchgear box 42 switches off the electric actuator 10:
  • the breaking box 42 is able to switch off the electric actuator 10 without the intervention of the pilot by means of one or more signals delivered to the breaking box 42 by the electronic computer 13. Different types of signals can be used to enable to the breaking box:
  • signals of which one of the values represents a fault condition can be transmitted by the computer 13 to the breaking unit 42.
  • the signals may be continuous and periodic signals whose variations in some of their characteristics expected by the breaking box 42 correspond to failure modes of the electronic computer 13.
  • ML logic means implemented in the breaking box 42 ensure the full authority of the driver to disable the electric actuator 10 whatever the signals from the electronic computer 13. In addition, this logic may prohibit the pilot to activate the electric actuator 10 if a failure condition has been reported to the breakout box 42 or has been detected by the breakout box 42.
  • the breaking box 42 is protected against the effects of lightning to preserve this function of de-energizing the electric actuator 10 in case of lightning strike of the aircraft comprising the device 1.
  • the device 1 When the electric actuator 10 is de-energized, the device 1 operates only with the first mechanical means 6 and the pilot can not force the power-up of the electric actuator 10, when the compensation means 7 are detected as failing by the electronic computer 13. Indeed, the electronic computer 13 can cut the power supply of the actuator 10 directly.
  • the device 1 may also comprise a device for indicating the powering up or de-energizing of the electric actuator 10. These may be formed by a light indicator controlled by the breaking box 42 indicating that the compensation means are faulty or that the driver himself has disabled them.
  • this indication device 44 comprises two indicators:
  • a first indicator 45 which is lit when the compensation means 7 are in good working order and which is off when the compensation means 7 are faulty
  • - A second indicator 46 which is lit when the first mechanical means 6 are only active (only in the case where there is no general electrical failure on board the aircraft).
  • Figure 6A illustrates the fallback position
  • This return device 50 comprises two springs 51 located opposite one another. Each spring 51 keeps in contact a pusher 52 against one and the same cam 53 called actuator return cam.
  • This actuator return cam 53 can be mounted on the axis of the arm 33. Therefore, outside the folded position (FIG. 6A), one of the two springs 51 is put in compression and delivers a force sufficient to bring the return cam 53 to balance in the folded position when the electric actuator 10 is no longer electrically powered and no longer transmits torque.
  • This return movement of the return cam 53 is transmitted to the output axis of the electric actuator January 1 through the desmodromic control system by flexible cables.
  • the device 1 may also include a coherence indicating device 60 between the position of the engine power control lever 4 and a flight phase (FIG. 7). To do this, the device 60 communicates with the electronic computer 13 and is able to alert the pilot on a positioning inconsistency of the control lever 4 with respect to the flight phase or to confirm to the pilot that the control lever 4 is properly positioned.
  • This indication device 60 may be formed by indicator lights 61, 62 installed in the cockpit of the aircraft.
  • the control lever 4 comprises two graduations, a first graduation 80 corresponding to the operation of the first mechanical means 6 alone, that is to say without the electronic actuator 1 0 and therefore without the second mechanical means 14. A second graduation 81 used when the electric actuator 1 0 is activated.
  • the first graduation 80 comprises:
  • a low abutment 83 ensuring a distinction of action between a request for variation of power of the motor and a request for motor stoppage
  • An intermediate stop 84 corresponding to an idling of the engine during a flight phase of the aircraft. Its function is to ensure an idle speed without risk of extinction of the engine
  • a high stop 85 whose position is sufficient to achieve the maximum power of the engine in all its operating range.
  • the second graduation 81 comprises:
  • a first idle stop 86 corresponding to the idle speed of the engine when the aircraft is on the ground
  • a second idle stop 87 corresponding to a request for idling when the aircraft is in flight.
  • a first full thrust 88 This position ensures that the engine limits are not exceeded, in particular in the event of deactivation of the compensation means.
  • This stop 88 guaranteeing compliance with engine limitations is to be used for all flight phases other than critical phases,
  • a second full-throttle stop 89 guaranteeing the delivery of a power at least equal to the maximum power of the engine, in particular in the event of unexpected deactivation of the compensation means 7.
  • the second full-throttle stop 89 guaranteeing the maximum power of the engine is use for critical flight phases, ie for situations where the airplane has reduced safety margins related to its low speed or low altitude (ie take-off and low-level go-around).

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Abstract

L'invention porte sur un dispositif de positionnement (1) d'un organe de commande (2) d'une pompe d'injection (3) pour un moteur à piston. Le dispositif comporte notamment : - un levier de commande (4) de la puissance du moteur, - un boitier mécanique (5) comportant des premiers moyens mécaniques (6) communiquant avec ledit levier de commande(4) et ledit organe de commande (2), lesdits premiers moyens mécaniques (6) étant adaptés pour positionner ledit organe de commande (2) dans une position spécifique fonction de ladite puissance commandée par ledit levier de commande (4), - des moyens de compensation (7) de position comportant : - un capteur de position dudit levier de commande (8) pour mesurer la position dudit levier de commande (4), - un capteur de position dudit organe de commande (9) pour mesurer la position dudit organe de commande (2), - un calculateur électronique (13) pour calculer la différence de position entre une position dudit levier de commande (4) mesurée et une position dudit organe de commande (2) mesurée, et - un actionneur asservi (10) par ledit calculateur électronique (13), ledit actionneur (10) comportant un axe de commande (11) pour compenser ladite différence de position calculée.

Description

DISPOSITIF DE POSITIONNEMENT D'UN ORGANE DE COMMANDE
D'UNE POMPE D'INJECTION
La présente invention concerne un dispositif de positionnement d'un organe de commande d'une pompe d'injection de carburant pour des moteurs d'avion à pistons. II est connu d'utiliser un dispositif de commande de positionnement d'un organe de commande d'une pompe d'injection pour réguler la puissance d'un moteur d'avion. La position de l'organe de commande de la pompe d'injection agit sur le débit de carburant qui est délivré au moteur et influe donc sur la puissance du moteur.
Un tel dispositif de commande comporte un levier de commande de la puissance du moteur (également dénommé manette des gaz) permettant au pilote de positionner l'organe de commande via des moyens de contrôle mécanique ou via des moyens de contrôle électrique.
Il convient de noter que ces moyens de contrôle sont indépendants l'un de l'autre. Le pilote utilise habituellement les moyens de contrôle électrique. En cas de défaillance des moyens de contrôle électrique, le pilote utilise alors les moyens de contrôle mécanique afin d'assurer le minimum requis de puissance du moteur.
Pour des raisons de sécurité, les moyens de contrôle mécanique sont conçus de manière à assurer la régulation de la puissance du moteur si celle-ci venait à être compromise par la panne d'un ou de plusieurs composant(s) des moyens de contrôle électrique ou bien si l'alimentation électrique nécessaire au fonctionnement des moyens de contrôle électrique venait à faire défaut. En d'autres termes, les moyens de contrôle mécanique permettant au pilote de contrôler la puissance du moteur uniquement à l'aide de pièces mécaniques reliant le levier de commande à l'organe de commande de la pompe d'injection.
Les moyens de contrôle électrique permettent d'alléger la charge du pilote grâce à l'utilisation de composants électriques et électroniques. Ces moyens de contrôle électrique sont adaptés pour agir sur l'organe de commande de la pompe d'injection en fonction de la demande de puissance du pilote ainsi que des paramètres mesurés sur le moteur et/ou l'avion. Plus particulièrement, les moyens de contrôle électrique contrôlent la position de l'organe de commande de la pompe d'injection à l'aide d'un actionneur électrique commandé par un calculateur électronique. Ce dernier interprète la consigne de puissance du moteur souhaitée par le pilote à travers un capteur potentiométrique placé au niveau de la manette des gaz. Selon les conditions de fonctionnement du moteur mesurées par un ensemble de capteurs montés sur le moteur, le calculateur asservit cet actionneur électrique afin de satisfaire la puissance du moteur voulue par le pilote. Cet asservissement est réalisé grâce à un capteur linéaire sans contact de type inductif mesurant la position de l'organe de commande de la pompe d'injection. L'actionneur électrique est installé dans un boîtier mécanique monté sur la pompe d'injection et est donc directement exposé à l'environnement vibratoire de celle-ci.
Un inconvénient réside en ce que les moyens de contrôle électrique comportent un actionneur électrique qui est positionné dans un boîtier mécanique solidaire de la pompe d'injection. Ce montage expose l'actionneur électrique à l'environnement vibratoire de la pompe d'injection qui impose des actions de maintenance régulières sur l'actionneur électrique.
Un autre inconvénient d'un tel dispositif réside en ce que l'utilisation, des moyens de contrôle mécanique ne permettent pas d'atteindre la puissance maximale du moteur. Le dispositif de l'invention a donc plus particulièrement pour but de remédier aux inconvénients de l'état de la technique précité. Dans ce contexte, l'invention vise à proposer un dispositif de positionnement d'un organe de commande d'une pompe d'injection permettant notamment d'atteindre une précision satisfaisante de la puissance réalisée par un moteur d'avion.
A cette fin, l'invention porte sur un dispositif de positionnement d'un organe de commande d'une pompe d'injection pour un moteur à piston comportant : - un levier de commande de la puissance du moteur,
- un boîtier mécanique comportant des premiers moyens mécaniques communiquant avec ledit levier de commande et ledit organe de commande, lesdits premiers moyens mécaniques étant adaptés pour positionner ledit organe de commande dans une position spécifique fonction de ladite puissance commandée par ledit levier de commande,
ledit dispositif comporte également des moyens de compensation de position comportant :
- un capteur de position dudit levier de commande pour mesurer la position dudit levier de commande,
- un capteur de position dudit organe de commande pour mesurer la position dudit organe de commande,
- un calculateur électronique pour calculer la différence de position entre une position dudit levier de commande mesurée et une position dudit organe de commande mesurée, et
- un actionneur asservi par ledit calculateur électronique, ledit actionneur comportant un axe de commande pour compenser ladite différence de position calculée.
Grâce aux moyens de compensation, la position de l'organe de commande correspond avec précision à la position spécifique commandée par ledit levier de commande et permet ainsi d'obtenir une puissance moteur correspondant avec précision à la puissance moteur souhaitée par le pilote.
Pour la suite de la description, on entend par puissance maximale du moteur, le profil de puissance maximale certifiée du moteur dans son domaine de vol. On entend par limitations du moteur, toutes les limites de fonctionnement déclarées par la certification du moteur.
Le dispositif de positionnement d'un organe de commande d'une pompe d'injection selon l'invention peut également présenter une ou plusieurs des caractéristiques ci-dessous, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement réalisables. Dans une réalisation particulière non limitative, les moyens de compensation comportent des moyens de mesures de position de l'axe de commande, ladite position dudit axe de commande étant utilisée par le calculateur électronique pour effectuer la compensation.
Dans une réalisation particulière non limitative, le boîtier mécanique comporte des deuxièmes moyens mécaniques communiquant avec l'axe de commande de l'actionneur électrique et l'organe de commande, lesdits deuxièmes moyens mécaniques étant adaptés pour transmettre la compensation de l'axe de commande à l'organe de commande.
Dans une réalisation particulière non limitative, les moyens de compensation comportent un boîtier de coupure adapté pour mettre sous tension ou mettre hors tension l'actionneur électrique.
Dans une réalisation particulière non limitative, le dispositif de positionnement comporte un dispositif d'indication de mise sous tension ou de mise hors tension de l'actionneur électrique. Dans une réalisation particulière non limitative, le dispositif de positionnement comporte un dispositif d'indication de cohérence entre la position du levier de commande et une phase de vol.
Dans une réalisation particulière non limitative, le calculateur électronique comporte un logiciel applicatif adapté pour vérifier l'état :
- du capteur de position du levier de commande,
- du capteur de position de l'organe de commande,
- des moyens de mesures de position de l'axe de commande. Dans une réalisation particulière non limitative, le boîtier mécanique comporte un dispositif de rappel adapté pour positionner l'axe de commande dans une position dite de repli lorsque l'actionneur électrique est hors tension. Dans une réalisation particulière non limitative, les deuxièmes moyens mécaniques comportent un système de commande desmodromique empêchant la transmission de vibration du boîtier mécanique à l'actionneur électrique.
Dans une réalisation particulière non limitative, le levier de commande comporte une première graduation de commande des premiers moyens mécaniques et une deuxième graduation de commande des deuxièmes moyens mécaniques.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront clairement de la description qui en est donnée ci-après, à titre indicatif et nullement limitatif, en référence aux figures annexées ci-jointes, parmi lesquelles :
- la figure 1 illustre un mode de réalisation non limitatif d'un dispositif de positionnement d'un organe de commande d'une pompe d'injection pour un moteur à piston selon l'invention,
- la figure 2 illustre schématiquement un mode de réalisation non limitatif d'un boîtier mécanique que comporte un dispositif de positionnement conforme à celui représenté sur la figure 1 ,
- la figure 3 illustre schématiquement un mode de réalisation non limitatif d'un système anti-retour que comporte un dispositif de positionnement conforme à celui représenté sur la figure 1 ,
- la figure 4 illustre schématiquement un mode de réalisation non limitatif d'un système cames que comporte un dispositif de positionnement conforme à celui représenté sur la figure 1 ,
- la figure 5 illustre schématiquement un mode de réalisation non limitatif d'un boîtier de coupure et un dispositif d'indication de mise sous tension ou de mise hors tension dont est muni un dispositif de positionnement conforme à celui représenté sur la figure 1 ,
- les figures 6A et 6B illustrent schématiquement un mode de réalisation non limitatif d'un dispositif de rappel que comporte un dispositif de positionnement conforme à celui représenté sur la figure 1 , - la figure 7 illustre schématiquement un mode de réalisation non limitatif d'un dispositif d'indication de cohérence dont est muni un dispositif de positionnement conforme à celui représenté sur la figure 1 ,
- la figure 8 illustre de façon schématique un levier de commande de puissance que comporte un dispositif de positionnement conforme à celui représenté sur la figure 1 .
Pour des raisons de clarté, seuls les éléments essentiels pour la compréhension de l'invention ont été représentés, et ceci sans respect de l'échelle et de manière schématique.
La figure 1 représente une réalisation non limitative d'un dispositif 1 de positionnement d'un organe de commande 2 d'une pompe d'injection 3 pour un moteur à piston selon l'invention.
Le dispositif 1 comporte notamment :
- un levier de commande 4 de la puissance du moteur,
- un boîtier mécanique 5 comportant des premiers moyens mécaniques 6 communiquant avec le levier de commande 4 et l'organe de commande 2, les premiers moyens mécaniques 6 étant adaptés pour positionner l'organe de commande 2 dans une position spécifique fonction de la puissance commandée par le levier de commande 4,
- des moyens de compensation 7.
Les moyens de compensation 7 comportent :
- un capteur de position du levier de commande 8 pour mesurer la position du levier de commande 4,
- un capteur de position de l'organe de commande 9 pour mesurer la position de l'organe de commande 2,
- un actionneur électrique 10 comportant un axe de commande 1 1 pour commander l'organe de commande 2, l'actionneur 10 étant par exemple un servomoteur,
- des moyens de mesures 12 de position de l'axe de commande 1 1 , - un calculateur électronique 13 pour calculer la différence de position entre la position dudit levier de commande 4 mesurée et la position de l'organe de commande 2 mesurée, l'actionneur 10 étant asservi par le calculateur électronique 13 de façon à pouvoir compenser la différence de position calculée.
En d'autres termes, pour effectuer cette compensation, le calculateur électronique 13 réalise un asservissement en position de l'axe de commande 1 1 de l'actionneur 10 en utilisant trois informations de position :
- une mesure de position du levier de commande 4,
- une mesure de position de l'axe de commande 1 1 , et
- une mesure de position de l'organe de commande 2.
De façon à pouvoir effectuer cette compensation, le boîtier mécanique 5 comporte des deuxièmes moyens mécaniques 14 communiquant avec l'axe de commande 1 1 de l'actionneur électrique 10 et l'organe de commande 2, les deuxièmes moyens mécaniques 14 étant adaptés pour transmettre la compensation de l'axe de commande 1 1 à l'organe de commande 2.
La figure 2 illustre schématiquement un exemple non limitatif du boîtier mécanique 5 comportant les premiers moyens mécaniques 6 et les deuxièmes moyens mécaniques 14.
Plus particulièrement, les premiers moyens mécaniques 6 comportent notamment :
- un levier-manette 16,
- un excentrique-manette 17 disposé sur l'axe 18 du levier-manette 16,
- une fourchette porte-satellite 19 communiquant avec l'excentrique- manette 17 et un satellite 20,
- un planétaire 21 engrainé avec le satellite 20,
- un système de cames 22 comportant notamment une came de commande et une came de rappel (illustrées sur la figure 4), et
- une coulisse 23 fixée sur l'organe de commande 2 de la pompe d'injection. Les premiers moyens mécaniques 6 seuls permettent au pilote de contrôler la puissance du moteur uniquement par l'intermédiaire de composants mécaniques reliant le levier de commande 4 de puissance du moteur à l'organe de commande 2 de la pompe d'injection. L'action du pilote sur le levier de commande 4 de puissance entraine un câble push-pull (non représenté) relié au levier-manette 16 du boîtier mécanique 5. Ce levier- manette 16 entraîne la rotation de l'excentrique-manette 17 autour de l'axe 18 du levier-manette. La rotation de l'excentrique-manette 17 autour de cet axe 18 provoque le basculement de la fourchette porte-satellite 19 autour de l'axe 24 du système de cames 22. Le basculement de la fourchette porte- satellite 19 induit alors une rotation du satellite 20 autour de l'axe 24 du système de cames 22, le satellite entraîne alors le planétaire 21 en rotation. L'axe du planétaire 25 est solidaire de l'axe 24 du système de cames 22 de sorte que la rotation de l'axe 25 du planétaire 21 entraîne la rotation les cames du système cames 22 (illustré ultérieurement) qui commande en translation l'organe de commande 2 de la pompe d'injection via la coulisse 23.
Les deuxièmes moyens mécaniques 14 comportent :
- un système de commande desmodromique comportant un premier câble souple gainé 26 et un deuxième câble souple gainé 27, une poulie de commande 28 et une poulie pompe 29,
- un bras 30 entraîné en rotation par la poulie pompe 29,
- Un dispositif de rappel de l'actionneur dans une position dite de repli 31 ,
- une biellette 32 commandée par le bras 30, la biellette 32 communiquant avec le satellite 20,
- le planétaire 21 ,
- le système de cames 22, et
- la coulisse 23 fixée sur l'organe de commande 2 de la pompe d'injection.
Plus particulièrement, la poulie de commande 28 est fixée sur l'axe de commande 1 1 de l'actionneur électrique 10 et la poulie pompe 29 est fixée sur l'axe de rotation du bras 33. Chaque câble 26, 27 comporte une première extrémité enroulée dans une gorge autour de la poulie de commande 28 et une deuxième extrémité enroulée dans une gorge autour de la poulie pompe 29. Le premier câble 26 entraine ces poulies 28 et 29 dans un sens de rotation contrairement au deuxième câble 27 qui les entraînent dans le sens opposé.
La tension des câbles est réalisée par les gaines souples dont l'une des deux extrémités est fixée sur un bâti lié à l'actionneur électrique et l'autre est fixée sur le boîtier mécanique.
Le système desmodromique permet de positionner l'actionneur électrique 10 dans une zone isolée des vibrations qui sont présentes au niveau du boîtier mécanique 5 ou présentes au niveau de la pompe d'injection 3.
Le système desmodromique permet de réduire les jeux mécaniques entre la sortie de l'actionneur 10 et l'organe de commande 2 de la pompe d'injection 3 tout en évitant aux vibrations présentes au niveau du boîtier mécanique 5 ou de la pompe d'injection 3 de se propager à l'actionneur électrique 10.
L'absence de vibrations et de jeux mécaniques confère une durée de vie importante à l'actionneur électrique 10. Pour mémoire, les deuxièmes moyens mécaniques 14 communiquent avec l'axe de commande 1 1 de l'actionneur électrique 10 et l'organe de commande 2. Ainsi, lorsque l'actionneur électrique 2 met en rotation le bras 30 autour de son axe 33 grâce au système de commande desmodromique, la biellette 32, entraîne en rotation le satellite 20 autour de l'axe satellite 34 qui reste fixe. La rotation du satellite 20 entraine en rotation le planétaire 21 autour de l'axe 24 du système cames 22. Le planétaire 21 étant monté sur le même axe de rotation que l'axe 24 du système cames 22, la rotation du planétaire 21 entraine la rotation du système cames 22 qui entraîne en translation la coulisse 23 fixée sur l'organe de commande 2 de la pompe d'injection.
Dans une réalisation particulière, les deuxièmes moyens mécaniques 14 comportent un système anti-retour évitant de propager le mouvement de l'actionneur électrique 10 au levier de commande 4. Cette particularité garantit que les déplacements générés par l'actionneur électrique 10 se transmettent uniquement à l'organe de commande 2 de la pompe d'injection et non au levier de commande 4.
Dans la réalisation non limitative illustrée sur la figure 3, ce système anti- retour est réalisé par l'association de la fourchette porte-satellite 19 et de l'excentrique-manette 17. En effet, l'actionneur électrique 10 entraine le satellite 20 en rotation par l'intermédiaire de la biellette 32. Les efforts d'entrainement se transmettent à la fourchette porte-satellite 19 par l'axe satellite 34 créant ainsi sur la fourchette 19 un couple Ωο autour de l'axe du système cames 22 qui est fixe. Ce couple Ωο applique à la surface de contact entre la fourchette 19 porte-satellite et l'excentrique manette 17, une force Ft composée de l'effort normal Fn d'appui de la fourchette 19 sur l'excentrique 17 ainsi qu'une force de frottement ou de glissement Fg. Compte tenu de l'orientation de cet effort Ft et de la position de l'axe manette 18 autour duquel pivote l'excentrique 17, un couple Ωι extrêmement faible est alors reporté sur l'excentrique 17. Ces efforts résiduels propagés de l'actionneur 10 sur le levier-manette 16 sont contrés par les efforts de frottement de la chaîne cinématique an amont du levier-manette 16 composé du câble push-pull et du levier de commande 4 de puissance moteur. Donc, le levier de commande 4 reste fixe lorsque l'axe de commande 1 1 pivote.
Dans le sens inverse des efforts, le système anti-retour permet une transmission complète des mouvements du levier-manette 16 en des mouvements de pivotement de la fourchette porte-satellite 19 autour de l'axe 24 du système cames.
Dans un exemple non limitatif illustré sur la figure 4, le système cames 22 comporte une came de commande 35 et une came de rappel 36.
L'axe 24 de rotation du système cames 22 est le même pour la came de commande 35 et la came de rappel 36. L'axe de rotation 24 de la came de commande 35 est perpendiculaire à la direction de translation de l'organe de commande 2. Le profil externe 37 de la came de commande 35 est maintenu au contact contre une surface plane 38 de la coulisse 23 solidaire de l'organe de commande 2. La forme du profil externe 37 de la came de commande 35 en contact avec la surface plane 38 de la coulisse 23 et l'angle de rotation de l'axe 24 permettent de définir le déplacement de l'organe de commande 2 de la pompe d'injection.
Le capteur de position de position de l'organe commande 9 est ainsi placé au niveau de l'axe de rotation 24 de la came de commande 35. En effet, par la connaissance du profil 37 de la came de commande 35 et de l'angle de rotation de l'axe 24 du système came 22, le calculateur électronique 13 peut effectuer un calcul permettant d'estimer la position linéaire de l'organe de commande 2. Ce montage réduit au strict minimum possible le nombre de pièces mécaniques entre le capteur de position de l'organe de commande 9 et l'organe de commande 2 de la pompe d'injection. Par conséquent, la mesure de position de l'organe de commande 2 est précise.
Un autre intérêt est de régler, par le choix du profil 37 de la came de commande 35, la sensibilité de variation de puissance du moteur en fonction de la variation de la position de la manette des gaz 8.
Cette came de commande 35 est maintenue en contact avec la surface plane 38 de la coulisse 23 grâce à un système de rattrapage de jeu 39 opérant sur la came de rappel 36. Le profil externe 39 de la came de rappel 36 est complémentaire au profil externe 37 de la came de commande 35. Alors que la came de commande 35 permet de déplacer la coulisse 23 dans un sens, la came de rappel 36 permet de déplacer la coulisse dans le sens opposé.
Dans un exemple non limitatif, le rattrapage du jeu entre la coulisse 23 et la came de commande 35 est réalisé par le système de rattrapage de jeu 39 et est composé d'un poussoir 40 solidaire de la coulisse 23 et plaqué contre la came de rappel 36 par un ressort de compression 41 prenant appui sur la coulisse 23. Le ressort 41 exerce un effort F tendant à maintenir en contact la surface plane 38 avec la came de commande 35.
En d'autres termes, la position de l'organe de commande 2 est déterminée par la position angulaire de l'axe 24 du système cames 22. Cette position ne peut être modifiée que par la rotation du satellite 20 qui est engrainé dans le planétaire 21 solidaire de l'axe 24 du système cames 22. La rotation du satellite 20 est une combinaison de deux rotations. Une première rotation est celle du satellite 20 autour de son axe 34, celle-ci est provoquée par l'actionneur électrique 10.
Une seconde rotation est celle du satellite 20 autour de l'axe 24 du système cames 22, celle-ci est provoquée par une action du pilote sur le levier de commande 4 de puissance.
Par conséquent, la position de l'organe de commande 2 de la pompe d'injection est une composition de la position de la mette des gaz 4 contrôlée par le pilote, et de l'actionneur électrique 10 commandé par le calculateur électronique 13.
Par ailleurs, les moyens de mesures 12 de la position de l'axe de commande 1 1 peuvent être formés par exemple par un capteur adapté pour fournir la position angulaire de l'axe de commande 1 1 de l'actionneur électrique. Dans une réalisation différente, l'actionneur électrique 10 est lui- même capable de fournir la position angulaire de son axe de commande 1 1 au calculateur électronique 13.
L'intérêt de mesurer à la fois la position de l'organe de commande 2 via le capteur de mesure de la position de l'organe de commande 9, et également la position de l'axe de commande 1 1 de l'actionneur 10 est de pouvoir notamment corriger des erreurs d'asservissement de l'actionneur électrique 10 et atteindre une précision satisfaisante de la puissance réalisée par le moteur lorsque les moyens de compensation 7 sont activés, les moyens de compensation 7 étant activés lorsque l'actionneur électrique 10 est sous tension.
Dans une réalisation particulière, le calculateur électronique 13 comporte un logiciel applicatif adapté pour vérifier l'état :
- du capteur de position dudit levier de commande 8,
- du capteur de position dudit organe de commande 9,
- des moyens de mesure 12 de position de l'axe de commande.
Le bon fonctionnement de ces capteurs 8, 9 et moyens de mesure 12 peut être vérifié de différentes manières non exclusives :
- les capteurs 8, 9 et/ou moyens de mesure 12 peuvent être tous ou en partie munis de voie de mesure redondantes permettant de détecter la panne d'un capteur 8, 9 ou des moyens de mesure 12 par comparaison de ses différentes voies de mesures,
- la cohérence des mesures réalisées simultanément sur les deux capteurs 8, 9 et les moyens de mesure 12 peut être testée compte tenu du lien mécanique existant entre eux, ce qui permet de détecter la panne d'au moins un des capteurs 8, 9 ou moyens de mesure 12 parmi les trois. Cette vérification est effectuée dans le logiciel applicatif installé dans le calculateur électronique 13.
En cas de défaillance d'au moins les moyens de mesure 12 ou d'un des deux capteurs 8, 9, l'actionneur électrique 10 peut être mis hors tension par un boîtier de coupure 42 que comporte le dispositif 1 .
Dans une réalisation, le dispositif 1 comporte un boîtier de coupure 42 (illustré sur la figure 5) adapté pour mettre sous tension ou mettre hors tension l'actionneur électrique 10.
Le boîtier de coupure 42 assure la mise hors tension de l'actionneur électrique 10 :
- en cas de défaillance des moyens de compensation 7, ou
- consécutivement à une demande de désactivation des moyens de compensation 7 par le pilote au travers d'un interrupteur 43 communiquant avec le boîtier de coupure 42.
Le boîtier de coupure 42 est capable de mettre hors tension l'actionneur électrique 10 sans l'intervention du pilote grâce à un ou plusieurs signaux délivrés au boîtier de coupure 42 par le calculateur électronique 13. Différents types de signaux peuvent être employés afin de permettre au boîtier de coupure :
- D'être informé d'une défaillance détectée par le calculateur électronique 13 muni d'un logiciel applicatif détaillé par la suite,
- De détecter lui-même l'état de fonctionnement du calculateur électronique 13.
Pour couvrir le premier cas de figure, des signaux dont l'une des valeurs représente une condition de panne peuvent être transmis par le calculateur 13 au boîtier de coupure 42. Pour couvrir le second cas de figure, les signaux peuvent être des signaux continus et périodiques dont les variations de certaines de leurs caractéristiques attendues par le boîtier de coupure 42 correspondent à des modes de panne du calculateur électronique 13.
Des moyens logiques ML mis en œuvre dans le boîtier de coupure 42 assurent la pleine autorité du pilote pour désactiver l'actionneur électrique 10 quelque soit les signaux en provenance du calculateur électronique 13. En outre, cette logique peut interdire au pilote d'activer l'actionneur électrique 10 si un état de panne a été signalé au boîtier de coupure 42 ou bien a été détecté par le boîtier de coupure 42.
Dans une réalisation, le boîtier de coupure 42 est protégé contre les effets induits de la foudre afin de préserver cette fonction de mise hors tension de l'actionneur électrique 10 en cas de foudroiement de l'avion comportant le dispositif 1 .
Lorsque l'actionneur électrique 10 est mis hors tension, le dispositif 1 fonctionne uniquement avec les premiers moyens mécanique 6 et le pilote ne peut pas forcer la mise sous tension de l'actionneur électrique 10, lorsque les moyens de compensation 7 sont détectés comme défaillant par le calculateur électronique 13. En effet, le calculateur électronique 13 peut couper l'alimentation électrique de l'actionneur 10 directement.
Le dispositif 1 selon l'invention peut également comporter un dispositif d'indication de mise sous tension ou de mise hors tension 44 de l'actionneur électrique 10. Ceux-ci peuvent être formés par un voyant lumineux commandé par le boîtier de coupure 42 indiquant que les moyens de compensation sont défaillant ou que le pilote lui même les a désactivés.
Dans un exemple illustré sur la figure 5, ce dispositif d'indication 44 comporte deux voyants :
- Un premier voyant 45 qui est allumé lorsque les moyens de compensation 7 sont en bon état de fonctionnement et qui est éteint lorsque les moyens de compensation 7 sont défaillants, - Un deuxième voyant 46 qui est allumé lorsque les premiers moyens mécaniques 6 seuls sont actifs (uniquement dans le cas ou il n'y a pas de panne électrique générale à bord de l'avion). Lorsqu'une mise hors tension de l'actionneur électrique 10 est effectuée, l'actionneur électrique 10 prend une position dite de repli. Cette position de repli correspond à une compensation nulle sur la position de l'organe de commande 2 de la pompe d'injection définie par les premiers moyens mécaniques 6.
Lorsque l'actionneur électrique 10 n'est pas alimenté électriquement, il ne délivre plus de couple moteur et son axe de commande 1 1 rejoint une position de repli grâce à un dispositif de rappel 50 (illustré sur les figures 6A et 6B) intégré au boîtier mécanique 5.
Il convient de noter que la figure 6A illustre la position de repli.
Ce dispositif de rappel 50 comporte deux ressorts 51 situés en regard l'un de l'autre. Chaque ressort 51 maintient en contact un poussoir 52 contre une seule et même came 53 appelée came de rappel actionneur. Cette came de rappel actionneur 53 peut être montée sur l'axe du bras 33. Par conséquent, en dehors de la position de repli (figure 6A), l'un des deux ressorts 51 est mis en compression et délivre un effort suffisant pour ramener la came de rappel 53 à l'équilibre en position de repli lorsque l'actionneur électrique 10 n'est plus alimenté électriquement et qu'il ne transmet plus de couple. Ce mouvement de rappel de la came de rappel 53 se transmet jusqu'à l'axe de sortie de l'actionneur électrique 1 1 à travers le système de commande desmodromique par câbles souples.
Le dispositif 1 peut également comporter un dispositif d'indication de cohérence 60 entre la position du levier de commande 4 de puissance du moteur et une phase de vol (figure 7). Pour ce faire, le dispositif 60 communique avec le calculateur électronique 13 et est en mesure d'alerter le pilote sur une incohérence de positionnement du levier de commande 4 vis à vis de la phase de vol ou de confirmer au pilote que le levier de commande 4 est convenablement positionné. Ce dispositif d'indication 60 peut être formé par des voyants lumineux 61 , 62 installés dans le cockpit de l'avion. Dans une réalisation particulière illustrée sur la figure 8, le levier de commande 4 comporte deux graduations, une première graduation 80 correspondant au fonctionnement des premiers moyens mécaniques 6 seuls, c'est-à-dire sans l'actionneur électronique 1 0 et donc sans les deuxièmes moyens mécaniques 14. Une deuxième graduation 81 utilisée lorsque l'actionneur électrique 1 0 est activé.
La première graduation 80 comporte :
- une butée 82 correspondant à l'arrêt du moteur. Dans cette position, la pompe d'injection ne délivre pas de carburant au moteur et ne permet donc pas le fonctionnement de ce dernier,
- Une butée basse 83 assurant une distinction d'action entre une demande de variation de puissance du moteur et une demande d'arrêt moteur,
- Une butée intermédiaire 84 correspondant à une mise au ralenti du moteur durant une phase de vol de l'avion. Sa fonction est d'assurer un régime ralenti sans risque d'extinction du moteur,
- une butée haute 85 dont la position est suffisante pour permettre d'atteindre la puissance maximale du moteur dans tout son domaine de fonctionnement.
La deuxième graduation 81 comporte :
- une première butée ralenti 86 correspondant au régime ralenti du moteur lorsque l'avion est au sol,
- une deuxième butée ralenti 87 correspondant a une demande de ralenti lorsque l'avion est en vol. Cette différentiation des ralentis suivant les phases d'utilisation du moteur permet de réaliser un ralenti dépourvu de risque d'extinction du moteur dans l'ensemble du domaine de fonctionnement en vol, tout en délivrant une puissance de ralenti suffisamment faible pour assurer un atterrissage aisé de l'avion quelque soit l'aérodrome et les conditions ambiantes qui y régnent. Et par la même occasion permet de garantir une continuité du fonctionnement du moteur lors d'une mise hors tension de l'actionneur électrique 10 en vol et a bas régime,
- une première butée plein gaz 88. Cette position garantit le non dépassement des limitations moteur, notamment en cas de désactivation des moyens de compensation 7. Cette butée 88 garantissant le respect de limitations du moteur est à utiliser pour toutes les phases de vol autres que les phases critiques,
- une deuxième butée plein gaz 89 garantissant la délivrance d'une puissance au moins égale à la puissance maximale du moteur, notamment en cas de désactivation inopinée des moyens de compensation 7. La deuxième butée plein gaz 89 garantissant la puissance maximale du moteur est à utiliser pour les phases de vol critiques, i.e. pour les situations durant lesquelles l'avion possède des marges de sécurité réduites liées à sa faible vitesse ou faible altitude (i.e. décollage et la remise des gaz à basse altitude).

Claims

REVENDICATIONS
. Dispositif de positionnement (1 ) d'un organe de commande (2) d'une pompe d'injection (3) pour un moteur à piston comportant :
- un levier de commande (4) de la puissance du moteur,
- un boîtier mécanique (5) comportant des premiers moyens mécaniques (6) communiquant avec ledit levier de commande (4) et ledit organe de commande (2), lesdits premiers moyens mécaniques (6) étant adaptés pour positionner ledit organe de commande (2) dans une position spécifique fonction de ladite puissance commandée par ledit levier de commande (4),
ledit dispositif (1 ) étant caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de compensation (7) de position comportant :
- un capteur de position dudit levier de commande (8) pour mesurer la position dudit levier de commande (4),
- un capteur de position dudit organe de commande (9) pour mesurer la position dudit organe de commande (2),
- un calculateur électronique (13) pour calculer la différence de position entre une position dudit levier de commande (4) mesurée et une position dudit organe de commande (2) mesurée, et
- un actionneur asservi (10) par ledit calculateur électronique (13), ledit actionneur (10) comportant un axe de commande (1 1 ) pour compenser ladite différence de position calculée.
2. Dispositif de positionnement (1 ) selon la revendication précédente caractérisé en ce que les moyens de compensation (7) comportent des moyens de mesures (12) de position dudit axe de commande (1 1 ), ladite position mesurée dudit axe de commande (1 1 ) étant utilisée par ledit calculateur électronique (13) pour effectuer ladite compensation.
3. Dispositif de positionnement (1 ) selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que le boîtier mécanique (5) comporte des deuxièmes moyens mécaniques (14) communiquant avec l'axe de commande (1 1 ) de l'actionneur électrique (10) et l'organe de commande (2), lesdits deuxièmes moyens mécaniques (14) étant adaptés pour transmettre la compensation de l'axe de commande (1 1 ) à l'organe de commande (2).
4. Dispositif de positionnement (1 ) selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que les moyens de compensation (7) comportent un boîtier de coupure (42) adapté pour mettre sous tension ou mettre hors tension l'actionneur électrique (1 0).
5. Dispositif de positionnement (1 ) selon la revendication 4 précédente caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif d'indication (60) de mise sous tension ou de mise hors tension de l'actionneur électrique (1 0).
Dispositif de positionnement (1 ) selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif d'indication de cohérence (70) entre la position du levier de commande (4) et une phase de vol.
Dispositif de positionnement (1 ) selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que le calculateur électronique (1 3) comporte un logiciel applicatif adapté pour vérifier l'état :
- du capteur de position du levier de commande (8),
- du capteur de position de l'organe de commande (9),
- des moyens de mesures de position de l'axe de commande (1 2).
8. Dispositif de positionnement (1 ) selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que le boîtier mécanique (5) comporte un dispositif de rappel (50) adapté pour positionner l'axe de commande (1 1 ) dans une position dite de repli lorsque l'actionneur électrique (1 0) est hors tension.
9. Dispositif de positionnement (1 ) selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que les deuxièmes moyens mécaniques (14) comportent un système de commande desmodromique (26, 27, 28, 29) empêchant la transmission de vibration du boîtier mécanique (5) à l'actionneur électrique (10).
10. Dispositif de positionnement (1 ) selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que le levier de commande (4) comporte une première graduation (80) de commande des premiers moyens mécaniques (5) et une deuxième graduation (81 ) de commande des deuxièmes moyens mécaniques (14).
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