FR2490843A1 - Systeme d'acquisition et de retention de la vitesse vraie et de l'attitude d'un helicoptere - Google Patents

Systeme d'acquisition et de retention de la vitesse vraie et de l'attitude d'un helicoptere Download PDF

Info

Publication number
FR2490843A1
FR2490843A1 FR8115434A FR8115434A FR2490843A1 FR 2490843 A1 FR2490843 A1 FR 2490843A1 FR 8115434 A FR8115434 A FR 8115434A FR 8115434 A FR8115434 A FR 8115434A FR 2490843 A1 FR2490843 A1 FR 2490843A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
signal
speed
true
attitude
true speed
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR8115434A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2490843B1 (fr
Inventor
Douglas Harold Clelford
Richard Dennis Murphy
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of FR2490843A1 publication Critical patent/FR2490843A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2490843B1 publication Critical patent/FR2490843B1/fr
Granted legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0061—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements for transition from automatic pilot to manual pilot and vice versa
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/56—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated
    • B64C27/57—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated automatic or condition responsive, e.g. responsive to rotor speed, torque or thrust
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
    • G01P5/16—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid using Pitot tubes, e.g. Machmeter
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

L'INVENTION CONCERNE UN SYSTEME D'ACQUISITION ET DE RETENTION DE LA VITESSE VRAIE ET DE L'ATTITUDE D'UN HELICOPTERE. SUIVANT L'INVENTION, UN SIGNAL FILTRE DE VITESSE VRAIE EST EMIS SUR UNE LIGNE 10 EN FONCTION DE L'INTEGRALE D'UNE COMBINAISON D'UN SIGNAL CLASSIQUE DE VITESSE VRAIE EMIS SUR UNE LIGNE 11 ET POUVANT PROVENIR D'UN SYSTEME STATIQUE DE PITOT 12, D'UN SIGNAL D'ACCELERATION LONGITUDINALE EMIS SUR UNE LIGNE 13 ET POUVANT PROVENIR D'UN ACCELEROMETRE LONGITUDINAL 14, AINSI QUE DE LA REACTION DU SIGNAL FILTRE DE VITESSE VRAIE EMIS SUR LA LIGNE 10. L'INVENTION EST UTILISEE POUR ASSURER UN COMPORTEMENT REGULIER DES AERONEFS ET, PLUS PARTICULIEREMENT, DES HELICOPTERES EN VOL.

Description

1 2490843
La présente invention concerne des systèmes de
conuiiande pour hélicoptères et elle concerne plus parti-
culièrement des perfectionnements relatifs à des systè-
mes électriques de commande d'acquisition et de réten-
tion d'attitude et de vitesse vraie. Comme on le sait, la vitesse d'un hélicoptère
est fonction du pas cyclique longitudinal et du pas col-
lectif du rotor principal. Dans les systèmes de pilotes automatiques d'hélicoptères, il est connu de prévoir un système de maintien de vitesse vraie aux vitesses de croisière (par exemple, à plus d'environ 60 noeuds) et également de prévoir un système de maintien d'attitude d'aéronef à des vitesses inférieures aux vitesses de croisière. Afin de maintenir une vitesse, on établit une vitesse désirée avec laquelle on synchronise ensuite le système de maintien de telle sorte que la vitesse désirée soit "retenue en mémoire", tandis que les écarts survenant dans la vitesse réelle constituent des entrées pour le système de commande de l'hélicoptère afin de
corriger la vitesse jusqu'à ce que l'erreur soit nulle.
De la même manière, on peut synchroniser l'attitude
désirée lorsquron emploie un système de maintien d'atti-
tude. En règle générale, le système réagissant aux écarts survenant soit dans la vitesse désirée, soit dans
l'attitude souhaitée comprend à la fois des gains pro-
portionnels et intégraux afin d'assurer un fonctionne-
ment rapide et stable avec une erreur nulle en régime permanent. De même, dans la technique des hélicoptères, on connaît ce que l'on appelle parfois "un émetteur de signal sonore ou bip" qui tire son nom d'une émission limitée d'impulsions de servomécanismes hydrauliques suite à l'enfoncement d'une soupape d'un émetteur de signal sonore de ce type, provoquant ainsi, par voie
hydraulique, l'émission d'un bruit analogue à un "bip".
Dans les systèmes électriques plus modernes de commande, l'expression "émetteur de bip" désigne des commutateurs
2 2490843
sollicités par des ressorts, à la fois pour les mouve-
ilients vers l'avant et vers l'arrière (dans le cas de commandes de pas cyclique longitudinal), permettant, au pilote, d'agir sur une sortie de pilote automatique à la fois pour accroître ou réduire l'angle d'inclinaison. Dans la plupart des systèmes de pilotes automatiques pour hélicoptères connus dans la technique, le système
émetteur de bip n'agit que dans le canal d'angle d'in-
clinaison et non dans le canal de maintien de la vitesse vraie. Dès lors, l'action entreprise sur la vitesse
vraie est effectuée en agissant sur l'angle dtinclinai-
son en prévision d'une vitesse vraie finale résultant de ltattitude prise en agissant à l'intervention du
commutateur de l'émetteur de bip. Toutefois, pour at-
teindre l'accélération souhaitée, l'angle d'inclinaison requis n'est obtenu qu'en portant le système de pilote
automatique (habituellement une erreur d'attitude inté-
grée) au-delà de la valeur d'une référence de vitesse vraie désirée. Dès lors, l'émission opposée d'un bip est toujours nécessaire non seulement pour réduire
l'accélération à zéro à une vitesse désirée, mais éga-
lement pour réduire la référence d'erreur intégrée pres-
que à zéro avant de supprimer la synchronisation de la
vitesse vraie.
La réponse d'un hélicoptère aux signaux d'entrée parvenant à son système de commande entraîne ipso facto des retards inhérents. Par exemple, il
existe un retard entre la commande effectuée pour obte-
nir une attitude particulière et la stabilisation de l'aéronef dans cette attitude. En outre, dès qu'un hélicoptère prend réellement un angle d'inclinaison, la vitesse peut continuer à s'accroître (ou à diminuer) jusqu'à ce qu'une vitesse d'équilibre soit atteinte pour une attitude donnée. En conséquence, si le pilote utilise un émetteur de bip d'angle d'inclinaison pour régler la vitesse vraie de son hélicoptère, il doit prévoir les changements qui surviendront dans cette
3 249084
vitesse vraie après déclenche,,ient du commutateur de
l'émetteur de bip et après l'établissement de la nou-
velle attitude. En conséquence, les systèmes de comman-
de d'hélicoptères de la technique antérieure imposent un travail considérable au pilote qui doit évaluer les changements de vitesse souhaités qu'il peut obtenir en
recourant à l'émission d'un bip d'attitude, cette émis-
sion étant suivie d'une ou de deux itérations de correc-
tions jusqu'à ce que la vitesse vraie désirée soit at-
teinte. Dans certains systèmes, l'anticipation de la vitesse finale d'un aéronef avant le réengagement du système de maintien de vitesse vraie a été effectuée en prévoyant une temporisation de l'ordre d'environ une
demi-minute pour le réengagement de ce système de main-
tien de vitesse vraie. Toutefois, ce perfectionnement exige au moins un temps d'attente de la part du pilote au cours de cette tranche de temps avant de procéder à
toute compensation supplémentaire pouvant s'avérer né-
cessaire; de plus, dans des conditions turbulentes, il
est impossible d'acquérir une référence précise de vites-
se vraie au moment du réengagement du système de maintien
de vitesse vraie-.
Un autre problème que posent les systèmes de
la technique antérieure, réside dans le fait qu'en adop-
tant l'émission d'un bip d'attitude pour procéder à une
correction de vitesse, la resynchronisation de la vites-
se vraie désirée et mémorisée au début de l'émission
d'un bip provoque une discontinuité dans le signal d'en-
trée du système de commande. Le degré de perturbation qui en résulte, est fonction de l'importance de l'erreur
de vitesse vraie au moment de llémission du bip.
Dans certains systèmes, un commutateur d'émet-
teur de bip peut être appliqué à un système de maintien de vitesse vraie (au lieu d'être appliqué uniquement au système de maintien d'attitude), permettant ainsi, au pilote, d'émettre un bip de référence de vitesse vraie
aux vitesses de croisière. Toutefois, dès que l'émis-
4 2490843
sion d'un bip est déclenchée, par suite du retard surve-
nant dans la réponse de vitesse de l'aéronef à ses chan-
gements d'attitude, le pilote ne pourra absolument pas connaître le nouveau point de référence de vitesse vraie avant que la vitesse ne soit stabilisée. Bien que le pilote puisse porter des jugements, un énorme travail lui est quand même imposé pour anticiper l'émission d'un bip qui sera requise pour modifier un point de référence de vitesse, de même que pour anticiper les différentes corrections à entreprendre dès que la vitesse commencera à se stabiliser à un nouveau point de référence. Cet
inconvénient est plus important encore lorsque d'impor-
tants changements apportés à la vitesse vraie sont com-
mandés au moyen de l'émetteur de bip.
Une autre caractéristique résultant des retards inhérents aux systèmes de maintien de vitesse vraie d'hélicoptères suivant la technique antérieure réside dans le fait que tout système de maintien de vitesse vraie doit fonctionner à un gain élevé afin de pouvoir corriger complètement les variations survenant dans la vitesse vraie et ainsi maintenir la vitesse souhaitée
relativement constante. Toutefois, si le gain du sys-
tème de maintien de vitesse vraie est élevé à un poids auquel il maintiendra une vitesse relativement constante par temps calme, ce système devient alors trop sensible aux rafales et aux turbulences, si bien qu'il en résulte une conduite inconfortable de l'aéronef. Dès lors, un
compromis doit être établi entre la possibilité de main-
tenir la vitesse vraie et la réponse erratique inoppor-
tune au cours des rafales et dans des conditions de turbulence (donnant lieu à une conduite quelque peu inconfortable de l'aéronef), cette réponse erratique étant associée à une rétention de vitesse vraie loin
d'être adéquate.
Un autre problème que posent les systèmes de la technique antérieure, réside dans le fait que le transfert entre le maintien d'attitude et le maintien
2490843
de vitesse vraie (par exemple, lors des transitions de vitesse vraie entre les vitesses de croisière et les vitesses inférieures) fait passer proportionnellement les signaux d'entrée du système de commande de l'erreur de vitesse à l'erreur d'attitude (ou vice versa) entraî- nant ainsi une discontinuité. Dès lors, si la vitesse vraie vient à diminuer alors que l'on est dans le mode de maintien de vitesse vraie, le passage d'une vitesse
supérieure à la vitesse de croisière à une vitesse infé-
rieure à cette dernière entraînera une perturbation dans l'attitude de l'aéronef suite à la perte (qui peut être importante) du signal d'entrée d'erreur de vitesse vraie intégré. Un autre problème que posent les systèmes de
pilotes automatiques d'aéronefs connus suivant la tech-
nique antérieure, réside dans le fait que, si l'aéronef est en pilote automatique, les opérations entreprises par le pilote pour effectuer une manoeuvre exigeront normalement, de sa part, le rétablissement de ltun ou l'autre point de compensation qu'il souhaite pour le maintien d'attitude ou le maintien de vitesse vraie et/ou il en résultera des discontinuités dans les commandes de l'aéronef par suite des transitions entre le mode de
fonctionnement manuel et le mode de fonctionnement auto-
matique.
La présente invention a pour objet de fournir des systèmes de maintien d'attitude et de vitesse vraie présentant les caractéristiques suivantes: combiner une
utilisation maximale avec un comportement régulier, per-
mettre une prise en charge par le pilote sans qu'il en résulte des discontinuités dans les signaux de commande, permettre la modification des points de référence de
vitesse vraie ou d'attitude en imposant un travail mi-
nimum au pilote et sans qu'il en résulte des perturba-
tions dans le fonctionnement de l'aéronef, permettre des transitions régulières entre les vitesses de croisière et les vitesses inférieures et enfin, permettre des
6 2490843
transitions régulières entre le mode de fonctionnement
automatique et le mode de fonctionnement manuel.
Un premier aspect de la présente invention est basé sur la découverte selon laquelle, en raison de systèmes de maintien de vitesse vraie à gain élevé, le comportement général d'un aéronef est principalement fonction des variations survenant dans la vitesse vraie
indiquée sous l'effet des rafales de vent et des condi-
tions turbulentes influençant le signal de sortie ins-
tantané d'un système statique indicateur de vitesse vraie de Pitot, plutôt que des variations survenant dans la position de l'aéronef directement en réponse aux rafales de vent, donnant ainsi lieu à l'émission de signaux d'entrée inopportuns de pilote automatique qui, à leur tour, provoquent des perturbations dans le comportement de l'aéronef. En conséquence, un premier aspect de la présente invention est de fournir un signal filtré de vitesse vraie qui est émis sous forme de
l'intégrale de la sommation de l'accélération longitu-
dinale avec des fonctions proportionnelles et intégra-
les de la sommation du signal du système statique indi-
cateur de vitesse vraie de Pitot et du signal filtré
de vitesse vraie lui-même.
Suivant un deuxième aspect de l'invention, le système de pilote automatique à axe de pas ou à pas cyclique longitudinal d'un hélicoptère comporte une
possibilité de modifier la référence souhaitée d'atti-
tude ou de vitesse avec resynchronisation proportion-
nelle de tous les signaux d'entrée du système de pilote
automatique longitudinal et ce, sans aucune disconti-
nuité en ce qui concerne la position du levier de com-
mande. A cet effet, on prévoit la resynchronisation d'un signal d'entrée de référence du levier de commande dans une servocommande de compensation de position de ce
levier (comportant une position de compensation du le-
vier de commande), conjointement avec la resynchronisa-
tion de tous les signaux d'entrée du système de pilote
7 2490843
automatique longitudinal et de la référence intégrée.
De plus, selon cet aspect de l'invention, la resynchro-
nisation mentionnée est effectuée en réponse à des transitions entre des vitesses inférieures aux vitesses de croisière et les vitesses de croisière suite au dé-
clenchement de l'émission d'un bip (ou à une action en-
treprise) du point de compensation, ainsi qu'en réponse
au déclenchement de la compensation par le pilote.
Suivant un autre aspect de l'invention, l'émis-
sion d'un bip ne donne lieu qu'à une resynchronisation momentanée du système de pilote automatique avec une nouvelle référence sur laquelle l'émetteur de bip agit
alors pour obtenir une vitesse ou une attitude désirée.
Suivant un autre aspect encore de la présente invention, la prise en charge par le pilote en lieu et place du système de pilote automatique (sans désengager ce dernier et en ayant la possibilité de rétablir la vitesse désirée qui doit être maintenue au moment o le pilote désire effectuer une prise en charge en lieu et place de ce système) est effectuée en détectant l'action entreprise par le pilote au-delà d'une valeur
seuil donnée et en mémorisant, en réponse à cette détec-
tion, la valeur de référence du pilote automatique
existant à ce moment, par exemple, la vitesse ou l'an-
gle d'inclinaison; lorsque le levier de commande re-
vient en un point proche de la position de compensa-
tion, l'aéronef peut réagir à une variation à vitesse limitée de la commande de pas jusqu'à ce que ltattitude
ou la vitesse préalablement maintenue soit atteinte.
Dès lors, pour des manoeuvres à court terme telles que
des virages coordonnés et analogues à la fois aux vi-
tesses de croisière et aux vitesses inférieures, le pilote peut procéder à la manoeuvre désirée sans devoir rétablir le point de compensation d'attitude ou
de vitesse pour le pilote automatique. De plus, sui-
vant cet aspect de l'invention, les variations surve-.
nant dans le point de compensation au moment de son
8 2490843
rétablissement sont maintenues à une faible valeur mi-
nimale au moyen d'un limiteur monté à l'entrée d'un
intégrateur de pilote automatique de pas.
Etant donné que l'émission d'un bip a lieu alors que le pilote automatique n'est pas synchronisé (après une courte resynchronisation momentanée au début de l'émission du bip), lorsque la vitesse désirée est atteinte avec une accélération nulles l'erreur intégrée obtenue sera adéquate sans aucune intégration d'erreur
d'attitude. De même, il suffit simplement que le com-
mutateur de l'émetteur de bip soit fermé un court ins-
tant pour synchroniser totalement le système de pilote automatique longitudinal chaque fois que la vitesse
vraie ou l'attitude désirée est obtenue.
La présente invention offre les avantages suivants: comportement régulier de l'aéronef, commande hautement efficace du pilote automatique longitudinal,
absence de perturbations dans le comportement de l'aé-
ronef suite à une prise en charge par le pilote, transi-
tions entre les vitesses de croisière et les vitesses inférieures, émission d'un bip du point de compensation et analogues. L'invention peut être aisément mise en oeuvre avec des appareils et des techniques rentrant dans le cadre des connaissances de l'homme de métier et
ce, à la lumière de la description ci-après (soit dans
une forme de réalisation analogique, soit dans une
forme de réalisation numérique), cette invention pou-
vant 9tre parfaitement mise en oeuvre au moyen d'un
ordinateur numérique.
Dtautres objets, caractéristiques et avanta-
ges de la présente invention apparaltront plus claire-
ment à la lecture de la description détaillée ci-après
de certaines formes de réalisation données à titre
d'exemple en se référant aux dessins annexés dans les-
quels:
la figure 1 est un schéma simplifié d'un ap-
pareil destiné à filtrer le signal de vitesse vraie
9 2490843
dans un ordinateur analogique de l'invention;
la figure 2 est un organigramme logique sim-
plifié d'un programme d'ordinateur en vue démettre un
signal filtré de vitesse vraie du type illustré en fi-
gure 1 dans un ordinateur numérique de l'invention;
la figure 3 est un schéma simplifié du cir-
cuit dtémission de signaux d'état utiles dans un ordi-
nateur analogique de la présente invention;
la figure 4 est un schéma simplifié d'un or-
dinateur analogique d'un système de pilote automatique longitudinal suivant la présente invention;
la figure 5 est un organigramme logique sim-
plifié d'un programme d'ordinateur en vue de fournir
des indications d'état utiles dans un ordinateur numé-
rique de la présente invention;
la figure 6 est un organigramme logique sim-
plifié de programmes destinés à introduire, dans un ordinateur numérique de l'invention, des fonctions de resynchronisation, de limitation de commande de pilote automatique de pas et de contrôle de levier de commande; et
la figure 7 est un organigramme logique sim-
plifié d'un programme de calcul de commandes numé-
riques de pilote automatique dans un ordinateur numéri-
que de l'invention.
En se référant à la figure 1, un premier as-
pect de la présente invention est d'émettre un signal filtré de vitesse vraie sur une ligne 10 en fonction de l'intégrale d'une combinaison d'un signal classique
de vitesse vraie émis sur une ligne Il et pouvant pro-
venir d'un système statique classique de mesure de vitesse vraie 12 de Pitot, d'un signal d'accélération
longitudinale émis sur une ligne 13 et pouvant prove-
nir d'un accéléromètre longitudinal classique 14, ainsi que de la réaction du signal filtré de vitesse vraie lui-même émis sur la ligne 10. Plus spécifiquement, un intégrateur 15 qui émet le signal filtré de vitesse
2490843
vraie sur la ligne 10, réagit à une jonction de somma-
tion 16 établissant la sommation du signal d'accéléra-
tion longitudinale sur la ligne 13 avec un signal inté-
gral de différence de vitesse vraie émis sur une ligne 17 et un signal proportionnel de différence de vitesse vraie émis sur une ligne 18. Le signal intégral de différence de vitesse vraie est émis par un intégrateur 19 ayant un gain (K8) qui est choisi, conjointement avec le gain (K9) d'un amplificateur proportionnel 20, de façon à fournir, par la combinaison des signaux émis sur les lignes 17 et 18, un système de second ordre ayant une constante de temps d'environ 7 secondes et
un facteur d'affaiblissement d'environ 0,7. Les ampli-
ficateurs 19, 20 sont alimentés par une jonction de sommation 21 établissant la sommation du signal filtré de réaction de vitesse vraie émis sur la ligne 10 avec
le signal de vitesse vraie provenant du système stati-
que de Pitot et émis sur la ligne 11. Le filtrage assuré par les amplificateurs 19, 20 et l'intégrateur 15 élimine toutes les variations à court terme pouvant
résulter des rafales de vent et des conditions turbu-
lentes dans le signal de sortie du système statique de
détection de vitesse vraie de Pitot 12, tout en permet-
tant cependant l'obtention d'indications à long terme concernant la vitesse vraie réelle lorsque la vitesse
moyenne du vent subit des changements au cours de cer-
taines périodes et également lorsque la vitesse d'un aéronef varie. D'autre part, les changements survenant à court terme dans la vitesse dynamique d'un hélicoptère
sont détectés par liaccéléromètre longitudinal, l'ac-
célération de l'aéronef étant intégrée à la vitesse de
ce dernier par llintégrateur 15 pour fournir des indi-
cations à court terme concernant les changements sur-
venant dans la vitesse. Il en résulte globalement que
la vitesse vraie instantanée est fournie par l'accélé-
romètre longitudinal, cependant que les écarts surve-
nant à long terme dans cette vitesse vraie instantanée il 2490843 sont hors de cause puisqutaussi bien le signal fortement filtré de vitesse vraie du système statique de Pitot et le signal de réaction corrigent ces écarts. En un sens, l'appareil illustré en figure 1 pour l'émission d'un signal filtré de vitesse vraie est, en fait, une inté-
gration d'une accélération longitudinale avec une sta-
bilité aux écarts à long terme suite au signal forte-
ment filtré de vitesse vraie émis par le système stati-
que de Pitot.
Le signal filtré de vitesse vraie suivant la présente invention peut également être émis sous forme numérique. La figure 2 illustre un sousprogramme d'un signal filtré de vitesse vraie qui est atteint par un point d'entrée 24 dont le premier pas est d'émettre un signal de différence de vitesse vraie en fonction du signal de vitesse vraie du système statique de Pitot
moins le signal filtré de vitesse vraie. Ce pas équi-
vaut à la jonction de sommation 21 illustrée en figure 1. Ensuite, la valeur proportionnelle de différence de vitesse vraie, qui équivaut au signal émis sur la
ligne 18, est obtenue en multipliant le facteur de dif-
férence de vitesse vraie par le gain K9 d'un pas 26.
Ensuite, dans un pas 27, un incrément de différence de vitesse vraie est obtenu en multipliant la différence de vitesse vraie par le gain K8 qui équivaut au gain de l'amplificateur 19 de la figure 1. Cet incrément
est ajouté, dans un pas 28, à une valeur d'erreur inté-
grale de vitesse vraie qui est une fonction d'accumula-
tion équivalant à la fonction intégrale de l'amplifi-
cateur 19 de la figure 1. Ensuite, dans un pas 29, le signal d'accélération à écart compensé, équivalant au signal de sortie de la jonction de sommation 16 en figure 1, est obtenu sous forme d'une sommation du signal proportionnel de différence de vitesse vraie, du signal intégral d'erreur de vitesse vraie et du signal d'accélération longitudinale (provenant d'un accéléromètre de la même manière que celle décrite
12 2490843
d'une manière générale en figure 1). Le signal d1ac-
célération du pas 29 vient s'ajouter au signal filtré
de vitesse vraie dans le pas 30, c'est-à-dire une fonc-
tion d'accumulation qui est l'équivalent numérique de la fonction intégrale de l'intégrateur 15 en figure 1. Ensuite, le programme revient aux autres parties du
programme d'ordinateur par un point de transfert 31.
La fonction numérique représentée par llor-
ganigramme simplifié de la figure 2 peut être mise en
oeuvre dans n'importe quel système numérique de com-
mande de vol, par exemple, celui décrit par la Deman-
deresse dans la demande de brevet des Etats-Unis d'Amérique n0 938.583 déposée le 31 aout 1978 et ayant pour titre "SELECTIVE DISABLEMENT IN FAIL-OPERATIONAL, FAIL-SAFE MULTI-COMPUTER CONTROL SYSTEM". En fait, le programme illustré en figure 2 a été mis en oeuvre dans des ordinateurs réels du type décrit dans la demande de brevet précitée et ce, dans le programme 906 illustré en figure 9 de cette demande de brevet en vue de calculer la compensation de pas en utilisant un accéléromètre longitudinal et des signaux de vitesse
vraie émis par un système statique de Pitot et intro-
duits dans l'ordinateur par des transferts de données
d'accès direct à une mémoire comme décrit dans un ta-
bleau de cette demande de brevet.
D'autre part, ltinvention peut être mise en oeuvre dans différentes autres formes de réalisation analogiques et numériques et elle peut notamment étre mise en oeuvre dans des systèmes d'ordinateurs duplex
ou simplex de différents types en adoptant des techni-
ques de programmation bien connues.
La forme de réalisation de l'invention qui
* est illustrée en figure 1 présente une certaine simili-
tude avec l'utilisation d'un accéléromètre vertical intégré en vue d'émettre un signal de référence pour
une fonction de pilote automatique à maintien d'altitu-
de qui est connu dans la technique antérieure. Toute-
fois, dans la technique antérieure, l'accélération ver-
ticale intégrée est utilisée uniquement en remplacement de la vitesse d'altitude barométrique dans une partie d'aller d'un système de maintien d'altitude. Dans ce cas, son utilisation a pour but d'éviter l'emploi de la dérivée d'un signal bruyant, à savoir le signal d'altitude barométrique, qui, lorsqu'il est différencié, devient plus bruyant encore. Toutefois, on ne l'utilise
pas comme indication de l'altitude qui doit être mainte-
nue, tandis que, suivant la présente invention, on uti-
lise une accélération longitudinale intégrée comme in-
dication principale de la vitesse vraie d'un aéronef, tout en employant le signal de vitesse vraie émis par
le système statique de Pitot simplement en vue d'obte-
}5 nir une référence à long terme et exempte d'écart pour l'accélération intégrée, tout en obtenant également une référence relativement constante de la vitesse du vent
vis-à-vis de la vitesse vraie.
Des aspects de l'invention sont décrits dans
un ordinateur analogique en figure 3 qui émet des si-
gnaux de commande, ainsi qu'en figure 4 qui illustre une forme de réalisation analogique d'un système de pilote automatique longitudinal suivant l'invention
pouvant fonctionner sous la commande des signaux obte-
nus en figure 3.
En se référant à présent à la figure 3, le signal filtré de vitesse vraie (sur la ligne 10 en figure 1) est émis vers un circuit de comparaison 32 qui émet, sur une ligne 33, un signal de vitesse vraie supérieure à 60 noeuds ou, sur une ligne 34, un signal de vitesse vraie inférieure à 60 noeuds en fonction de la vitesse indiquée par le signal filtré de vitesse vraie. Afin de déterminer le moment o l'aéronef passe d'une vitesse de croisière (plus de 60 noeuds dans la forme de réalisation décrite) à une vitesse inférieure (moins de 60 noeuds) ou vice versa, les signaux émis sur les lignes 33, 34 sont comparés chacun avec une
14 2490843
version retardée de l'autre. C'est ainsi que le signal émis sur la ligne 33 est amené à un circuit de retard
, tandis que le signal émis sur la ligne 34 est ame-
né à un circuit de retard 36. Si la vitesse vraie passe d'une valeur supérieure à 60 noeuds à une valeur
inférieure à 60 noeuds, un circuit ET 37 détecte wm-
diatement le signal apparaissant sur la ligne 34 en
indiquant que ce signal correspond à une valeur infé-
rieure à 60 noeuds, tandis que le signal de sortie dn circuit de retard 35 subsiste pendant 50 millisecomdes
après disparition du signal de la ligne 33. Il en ré-
sulte un déclenchement de 50 millisecondes du circuit ET 37, si bien qu'uncircuit OU 38 émets sur une ligne 39, un signal de 50 millisecondes indiquant qu'il stest produit une transition entre la vitesse de croisière et la vitesse inférieure. De même, en passant,d'une vitesse inférieure à la vitesse de croisière, le signal apparaissant sur la ligne 33 valide un cirq=it ET 40 qui continue à être déclenché par un circuit de retard 36 pendant 50 millisecondes après la disparition i
signal de la ligne 34. De la même manière, il en ré-
sulte, sur la ligne 39, une impulsion de 50 millise-
condes indiquant une transition de vitesse vraie.
Comme on le sait, il est de pratique courante de pré-
voir,sur le levier de commande de pas cyclique d'um hélicop-
tère, un commutateur ou un bouton de déclenchement de compensation. Lorsque ce commutateur est enfoncé, un signal de déclenchement de compensation est mis sur une ligne 41. Il est également connu de prévoir un système d'émission de "bip" constitué spécifiquement d'une soupape ou dfun commutateur sollicité par un ressort pour chacun des mouvements vers l'avant et vers
l'arrière du levier de commande de pas cyclique; l'enfonce-
ment momentané de cette soupape ou de ce cmmutateur a pour effet d'agir sur le point de compensation de ltaxe de pas cyclique longitudinal dans la direction
indiquée. Comme on l'a décrit dans la présente spéci-
2490843
fication, un coimmutateur dtémission de bip 42 comporte
un contact "avant"'t 43 et un contact "arrière" 44 rac-
cordéschacun à une source de tension 45, 46 d'une pola-
rité correspondante. Dès lors, si le pilote désire accrottre l'attitude dans laquelle l'hélicoptère pique du nez, ou s'il désire accroître la vitesse à partir d'un point de compensation en cours, il peut enfoncer le commutateur 42 de façon à engager le contact 43 et émettre ainsi un signal positif sur la ligne + bip 47; par ailleurs, en poussant le commutateur vers l'arrière, il provoque l'apparition d'un signal négatif sur cette ligne + bip 47. Le fait discret que l'émission d'un bip est engagée, est déterminé par un comparateur de fenêtres 48 déterminant simplement que le signal émis sur la ligne 47 est supérieur à une faible valeur seuil positive ou qu'il est plus négatif qu'une faible valeur seuil négative pour émettre un signal "bip" sur une ligne 49. Un multivibrateur monostable 50 envoie une impulsion de 50 millisecondes sur une ligne 51 au
cours de l'émission du bip.
En figure 3, un circuit OU 52 réagit à l'un ou l'autre des signaux apparaissant sur les lignes 39, 41 ou 51 pour émettre un signal de synchronisation de pas sur une ligne 53. Suite à la presence de ce signal de synchronisation de pas sur la ligne 53, un circuit
OU 54 émet, sur une ligne 55, un signal de synchronisa-
tion de vitesse vraie. Le circuit OU 54 émet égale-
ment le signal de synchronisation de vitesse vraie pour autant que l'aéronef se déplace à des vitesses inférieures aux vitesses de croisière comme l'indique
le signal de vitesse vraie inférieure à 60 noeuds ap-
paraissant sur la ligne 34; de la sortes on évite toute erreur de vitesse vraie au cours du maintien
d'attitudej ainsi qu'on le décrira ci-après.
Lorsque le signal bip est présent sur la ligne 49, il amène un circuit OU 56 à émettre un signal
d'invalidation limiteur de vitesse vraie sur une ligne 57.
Il valide également un circuit ET 58 de sorte que, si un signal indiquant que l'erreur de vitesse vraie dépasse 5 noeuds, est présent sur une ligne 59, le
circuit ET 58 peut positionner un multivibrateur bi-
stable 60 pour émettre, sur une ligne 61, un signal qui
amènera également le circuit OU 56 à poursuivre lémis-
sion, sur la ligne 57, du signal d'invalidation limiteur d'erreur de vitesse vraie, même après disparition du signal bip de la ligne 49. Dès que le multivibrateur bistable 60 est positionné, il reste dans cet état jusqu'à ce que lterreur de vitesse vraie tombe en
dessous de 5 noeuds comme l'indique un signal apparais-
sant sur une ligne 62. Les signaux apparaissant sur les lignes 59 et 62 sont alternativement émis par un comparateur de fenêtres 63 en réponse à un signal d'erreur de vitesse vraie émis sur une ligne 64 par le circuit qui sera décrit ci-après en se référant
à la figure 4.
Le circuit illustré en figure 3 émet des signaux d'état qui commandent le pilote automatique décrit ci-après en se référant à la figure 4. Un signal
principal est le signal de synchronisation de pas ap-
paraissant sur la ligne 53 (conjointement avec le si-
gnal de synchronisation de vitesse vraie émis sur la
ligne 55), Il est à noter que le signal de synchroni-
sation de pas émis sur la ligne 53 est émis en réponse à des transitions de vitesse vraie entre des vitesses
de croisière et des vitesses inférieures (signal ap-
paraissant sur la ligne 39) afin de déclencher la com-
pensation (signal de la ligne 41) ou d'amorcer liémis-
sion d'un bip (signal de la ligne 51). De même, chaque fois que des vitesses inférieures à la vitesse de croisière sont en cause, le signal de synchronisation de vitesse vraie de la ligne 55 est constamment émis
pour être utilisé dans le circuit illustré en figure 4.
Toutefois, le signal de synchronisation de pas n'est émis que momentanément en réponse à des transitions de
17 2490843
vitesse ou au déclenchement d'un bip, cependant qu'il
est présent tout au long du déclenchement de la com-
pensation. En se référant à présent à la figure 4, laxe longitudinal (ou de pas) du système de pilotage comprend une partie pour la vitesse vraie (en haut à gauche en figure 4), une partie pour l'attitude (en bas à gauche en figure 4) et des parties communes (au centre et à droite de la figure 4). Dans la partie réservée à la
vitesse vraie, le signal filtré de vitesse vraie ap-
paraissant sur la ligne 10 est appliqué à une jonction de sommation 68 conjointement avec un signal intégré de réaction émis sur la ligne 69 par un amplificateur d'intégration 70 ayant un gain K6. L'amplificateur d'intégration 70 émet le signal intégral nécessaire de réaction pour synchroniser le signal de référence de vitesse vraie sélectionné par le pilote avec le signal filtré de vitesse vraie existant à ce moment et ce, de façon bien connue. Plus spécifiquement le signal d'entrée apparaissant sur une ligne 71 en direction de
l'amplificateur d'intégration 70 sera émis par un com-
mutateur 72 en fonction du signal d'erreur de vitesse
vraie émis sur une ligne 64 par la jonction de somma-
tion 68 chaque fois que le signal de synchronisation de vitesse vraie est présent sur la ligne 55. Etant donné que ce signal dure au moins 50 millisecondes, le signal de sortie de la jonction de sommation est acheminé à Il amplificateur d'intégration 70 pendant un laps de temps suffisant pour que le signal de sortie de cet amplificateur soit égal à son signal d'entrée et qu'ainsi le signal d'erreur de vitesse vraie émis sur la ligne 64 tombe finalement à zéro, tandis que le
signal de sortie de l'amplificateur 70 se stabilise.
Cette opération est appelée "'synchronisation". Ensuite, lorsque le signal de synchronisation de vitesse vraie n'est plus présent sur la ligne 55, le commutateur 72 stouvre et (hormis au cours de l'émission d'un bip comme décrit ci-après), aucun signal n'apparalt sur la
ligne 71, si bien que le signal de sortie de l'inté-
grateur apparaissant sur la ligne 69 restera ensuite
constant, cet intégrateur 70 faisant ainsi office d'uni-
S té mémorisant le signal filtré désiré de vitesse vraie
au moment de la synchronisation.
Le signal d'erreur de vitesse vraie apparais-
sant sur la ligne 64 est acheminé, via un circuit limi-
teur d'erreur de vitesse vraie 73, à deux amplifica-
teurs 74, 75, ayant des gains K4 et K5 respectivement.
Grâce au circuit limiteur 73, le signal d'erreur de
vitesse vraie utilisé ne dépasse pas une certaine va-
leur, par exemple, une valeur correspondant à 5 noeuds.
Toutefois, la fonction du circuit limiteur 73 peut être éliminée du circuit illustré en figure 4 chaque fois qu'un commutateur 76 est fermé au moyen du signal d'invalidation limiteur d'erreur de vitesse vraie apparaissant sur la ligne 57 (qui a été émis par le
circuit décrit ci-dessus en se référant à la figure 3).
Dès lors, au cours de ltémission du bip, le circuit 73 peut être mis en dérivation si l'on désire laisser
les circuits réagir à l'erreur de vitesse vraie maxi-
male. Si le pilote désire agir sur le point de compen-
sation de vitesse, en manoeuvrant aux vitesses de croi-
sière et alors que le système de maintien de vitesse vraie est engagé, il peut enfoncer le commutateur d'émission de bip qui émettra, sur la ligne 47, un signal d'une amplitude connue et dont la polarité varie selon que le pilote désire augmenter ou réduire la vitesse. En manoeuvrant à la vitesse de croisière, le signal de vitesse vraie supérieure à 60 noeuds sera
présent sur la ligne 33, actionnant ainsi un commuta-
teur 77 pour appliquer, via la ligne 71, le signal
+ bip à l'entrée de l'amplificateur d'intégration 70.
En conséquences cet amplificateur 70 intégrera le si-
gnal + bip fixe de la polarité désirée aussi longtemps que le commutateur d'émission de bip est enfoncé dans cette direction. De la sorte, le signal apparaissant
sur la ligne 69 à la sortie de l'amplificateur d'inté-
gration 70 fournira un signal de changement à la jonc-
tion de sommation 68, établissant ainsi, sur la ligne 64, une composante de signal d'erreur de vitesse vraie indiquant que lémetteur de bip entreprend une action
sur le point de compensation.
Le circuit d'angle d'inclinaison illustré dans le bas de la figure 4 réagit à un signal d'angle d'inclinaison apparaissant sur une ligne 80 et émis par la sortie d'axe de pas du gyroscope vertical de l'aéronef (ou d'un dispositif équivalent). Exactement de la même manière que le circuit de vitesse vraie
décrit ci-dessus en se référant à la figure 4, le cir-
cuit d'angle d'inclinaison comprend une jonction de sommation 81 alimentée par un signal venant, via la
ligne 82, de la sortie d'un amplificateur d'intégra-
tion 84 ayant un gain K7. A son tour, l'amplificateur
84 réagit aux signaux apparaissant sur une ligne 85.
En fonction de la fermeture d'un commutateur 86 en ré-
ponse à la présence du signal de synchronisation de pas émis sur la ligne 53, la ligne 85 réagit au signal émis sur la ligne 87 à la sortie de la jonction de sommation 81. De même, l'intégrateur 84 peut réagir au signal bip émis sur la ligne 47 lorsqu'un commutateur 88 est fermé par le signal de vitesse vraie inférieure à 60 noeuds apparaissant sur la ligne 34. Le signal de synchronisation d'angle d'inclinaison (équivalant au signal d'erreur de vitesse vraie apparaissant sur la
ligne 64) est appliqué, par la ligne 87, à deux ampli-
ficateurs 90, 91 ayant des gains Kl et K3 respective-
ment et correspondant aux amplificateurs 74, 75 décrits
ci-dessus à propos du circuit de vitesse vraie.
En outre, dans le bas de la figure 4, est représenté un signal de stabilité de vitesse d'angle d'inclinaison qui est émis par un gyroscope de vitesse d'angle d'inclinaison sur une ligne 92 et qui est acheminé, via un amplificateur 93 ayant un gain K2,
vers un circuit d'ouverture 94. Ce circuit d'ouver-
ture 94 peut être constitué de la combinaison d'un
amplificateur à gain variable et d'un circuit généra-
teur de dents de scie fournissant une tension appliquée à l'entrée de contrôle de gain de l'amplificateur pour émettre un signal qui est de zéro chaque fois que le signal de synchronisation de pas est présent sur la
ligne 53 et qui s'élève vers un signal ayant une va-
leur de multiplication de "un" au cours d'un certain temps d'ouverture, par exemple, une seconde. Le gain
de l'amplificateur faisant partie du circuit d'ouver-
ture 94 sera de zéro au cours de l'émission du signal de synchronisation de pas et il augmentera ensuite rapidement vers "un" pour appliquer progressivement,
sur la ligne 95 et en direction d'une jonction de som-
mation 96, un signal de commande de vitesse d'angle d'inclinaison. La jonction de sommation 96 réagit également à un signal de commande d'angle d'inclinaison émis sur une ligne 97, ainsi qu'à un signal proportionnel de vitesse vraie émis sur une ligne 98. En outre, la jonction de sommation 96 réagit à un signal émis sur
une ligne 99 par un circuit intégrateur de pilote auto-
matique de pas 100 qui intègre la valeur d'un signal
d'entrée émis sur une ligne 101. Quel que soit le si-
gnal présent sur la ligne 102, le signal d'entrée d'intégrateur sera émis sur la ligne 101 chaque fois qu'un commutateur 103 sera fermé suite à l'émission,
sur une ligne 104, d'un signal de force de compensa-
tion de pas inférieure à 0,9 kg. Toutefois, si le signal de la ligne 104 est absent, le signal d'entrée
d'intégrateur dé la ligne 101 sera nul et ainsi, l'in-
tégrateur de pilote automatique de pas 100 conservera la valeur qu'il possède à ce moment} dans un but qui sera décrit ci-après. Chaque fois que le système est synchronisé, le signal de synchronisation de pas émis sur la ligne 53 ramène, à zéro, la valeur mémorisée dans l'intégrateur 100, Le signal apparaissant sur la ligne 102 sera émis par la sortie de l'amplificateur 75 chaque fois que le signal de vitesse vraie supérieure à 60 noeuds est présent sur la ligne 33 pour fermer un commutateur 107. Le signal apparaissant sur la ligne 102 sera émis par l'amplificateur 91 chaque fois que le signal de vitesse vraie inférieure à 60 noeuds est présent sur la ligne 34 pour fermer un commutateur 108. Dès lors, l'indication de la vitesse de croisière fournie
sur les lignes 33 et 34 choisira la vitesse ou l'atti-
tude pour l'émission d'un bip (selon le cas) et elle choisira également, de la meme manière, la vitesse ou
l'attitude à appliquer à l'intégrateur de pilote auto-
matique de pas 100.
Le circuit décrit ci-dessus fournit, à la jonction de sommation 96, des signaux proportionnels au signal d'erreur de vitesse vraie, au signal de synchronisation d'angle d'inclinaison et au signal de vitesse d'angle d'inclinaison, de même que la sortie de l'intégrateur de pilote automatique de pas qui est,
à son tour, soit nulle à la suite de la synchronisa-
tion de pas, une valeur fixe si le commutateur 103 n'est pas actionné, soit encore l'intégrale d'une fonction de vitesse vraie au-delà de 60 noeuds ou d'angle d'inclinaison en dessous de 60 noeuds. La sortie de la jonction de sommation 96 est constituée d'un signal de commande de pilote automatique de pas émis sur la ligne 110 et passant à travers un circuit
limiteur de vitesse 111 sauf au cours de la synchroni-
sation lorsque le signal de synchronisation de pas émis sur la ligne 53 peut actionner un commutateur 112 pour mettre le circuit limiteur de vitesse 111 en dérivation. Le circuit limiteur de vitesse 111 peut comporter n'importe quel filtre de vitesse connu à
balayage rapide ou la combinaison en série d'un diffé-
renciateur, d'un limiteur d'amplitude et d'un intégra-
teur de façon connue dans la technique. Qu'il soit à vitesse limitée ou non, le signal de commande de pilote automatique de pas est appliqué, via une ligne 113, à une jonction de sommation 114 pour en établir la sommation avec un signal de synchronisation de levier de
commande émis sur une ligne 115. Le signal de synchro-
nisation de levier de commande émis sur la ligne 115
résulte de la synchronisation avec une position sou-
haitable de compensation du levier de commande, ainsi
qu'on le décrira ci-après.
La sortie de la jonction de sommation 114 est constituée d'un signal de référence de levier de commande qui est émis sur une ligne 116 et qui est appliqué à une jonction de sommation 117, laquelle soustrait un signal de position de compensation du levier de commande venant d'une ligne 118. De la sorte, un signal d'erreur de commande du levier de commande est émis sur une ligne 119 pour être appliqué (via un amplificateur approprié non représenté) à une servocommande de compensation 120. Dans la forme de
réalisation décrite ici, la servocommande de compen-
sation 120 fait partie d'un système d'augmentation de
force appliquant la force désirée au levier de com-
mande par rapport à la position de compensation de ce dernier de façon bien connue dans la technique; toutefois, les entrées de force réelle désirée de la servocommande de compensation ne sont pas décrites ici étant donné qu'elles ne font pas partie de la présente invention. De plus, l'invention, y compris
le reste du circuit décrit jusqu'ici, peut être adop-
tée dans un système de commande d'un aéronef dans lequel on ne recourt pas, pour le levier de commandes à un système d'augmentation de force fonctionnant hydrauliquement, mais dans lequel on utilise, en lieu et place de ce système, une servocommande de pilote
automatique à boucle extérieure n'ayant aucune fonc-
tion de force. La servocommande de compensation 120 exerce une force sur une tringlerie mécanique 121 qui est reliée, à l'intervention d'un ressort 123 pour la prise en charge par le pilote, au levier de commande de pas cyclique longitudinal 122 actionné par le pilote, ce système 121 étant également relié, par une tringlerie 124, au mécanisme de réglage du pas des aubes du rotor
principal d'un typèe connu dans la technique. La trin-
glerie 121 est également reliée à des détecteurs de
positions 126, 127 qui peuvent être simplement cons-
titués de potentiomètres ou de tubes à décharge basse tension raccordés respectivement à la sortie de la
servocommande de compensation et à la tringlerie 124.
Le signal de position de compensation du levier de com-
mande émis sur la ligne 118 par le détecteur de posi-
tion 126 indique la position de compensation du levier de commande; dtautre part, le signal émis sur la ligne 128 à la sortie du détecteur de position 127 (qui est relié directement, par la tringlerie 124, au levier de commande 122 du pilote) indique la position réelle du levier de commande. Chaque fois que le pilote ne prend pas le système en charge, ces positions sont les mêmes. Le signal de position du levier de
commande envoyé sur la ligne 118 est émis non seule-
ment vers la jonction de sommation 117 pour une opéra-
tion asservie à boucle fermée, mais également vers une unité de mémorisation à poursuite 131. Comme on le sait, la sortie de cette unité de mémorisation poursuit tout signal appliqué à son entrée chaque fois que le signal de synchronisation de pas est présent à une
entrée de commande de poursuite de cette unité, cepen-
dant que cette sortie reste constante (et, partant,
mémorise la dernière entrée) lorsque le signal de syn-
chronisation de pas n'est pas présent. En conséquence, au cours de la synchronisation de pas, le signal de synchronisation du levier de commande émis sur la ligne est mis à-jour vis-à-vis du signal de position de 24compensation du levier de commande émis sur la ligne 118 et, lorsque le signal de synchronisation de pas émis sur la ligne 53 disparaît, ltunité de mémorisation à poursuite 131 retient ce signal de synchronisation du levier de commande sur la ligne 115. Dès lors, au cours de la synchronisation géné_ rale ayant lieu lorsque le signal de synchronisation de
pas est présent> diverses fonctions sont effectuées.
On prendra en considération le cas d'une vitesse vraie inférieure à 60 noeuds, si bien que la fonction de
maintien d'attitude (plutôt que la fonction de main-
tien de vitesse vraie) est remplie par le circuit de pilote automatique illustré en figure 4. Si le pilote désire émettre un bip pour le point de compensation
dtattitude ou s'il enfonce le commutateur de déclenche-
ment de compensation ou encore si la vitesse vraie
passe à plus de 60 noeuds. le signal de synchronisa-
tion de pas sera présent sur la ligne 53. Il en ré-
sultera différents résultats directs> ainsi que diffé-
rents autres résultats consécutifs qui, ensemble,
assureront la resynchronisation de tout le système.
Le signal de synchronisation d'angle d'inclinaison émis sur la ligne 87 sera égal à zéro, puisqu'aussi bien le signal de référence d'angle d'inclinaison est mis à jour par le commutateur 86 et l'amplificateur d'intégration 84 pour être égal au signal d'angle d'inclinaison. Dès lors, la sortie de l'amplificateur 91 sera égaJeà zéro, tandis que le signal émis sur les lignes 102 et 101 sera également égal à zéro> si bien qu'il n'y aura aucune entrée à l'intégrateur de pilote automatique de pas 100. L'intégrateur est également remis à zéro par le signal de synchronisation de pas émis sur la ligne 53, si bien qu'aucun signal ne sera émis sur la ligne 99 en direction de la jonction de
sommation 96. De même, lorsque le signal de synchro-
nisation d'angle d'inclinaison émis sur la ligne 87
est égal à zéro, le signal de commande d'angle dtin-
clinaison émis sur la ligne 97 sera, lui aussi, égal à zéro. Etant donné que le signal de synchronisation de pas émis sur la ligne 53 amène également à zéro la
constante d'ouverture du circuit 94, le signal de com-
mande de vitesse d'angle d'inclinaison émis sur la ligne 95 sera, lui aussi, égal à zéro. Si la vitesse
vraie est inférieure à 60 noeuds, le signal de synchro-
nisation de vitesse vraie émis sur la ligne 55 (par le circuit OU 54 en figure 3) sera constamment présent et ainsi, le signal de référence de vitesse vraie émis sur la ligne 69 sera resynchronisé à tout moment avec le signal filtré de vitesse vraie. En conséquence, le signal d'erreur de vitesse vraie émis sur la ligne 64 sera égal à zéro. De même, l'amplificateur 74 émet, sur la ligne 98, un signal proportionnel de vitesse
vraie égal à zéro. Cette caractéristique est indispen-
sable car, lorsqu'il s'agit de maintenir l'angle dtin-
clinaison à des vitesses inférieures à la vitesse de croisière, la jonction de sommation 96 ne doit recevoir
aucune entrée d'erreur de vitesse vraie.
Le signal de synchronisation de pas émis sur la ligne 53 saute le circuit limiteur de vitesse 111,
si bien que le signal émis sur la ligne 113 suit immé-
diatement le signal de commande de pilote automatique de pas émis sur la ligne 110, ce dernier signal étant
égal à zéro. Sous l'action du signal de synchronisa-
tion de pas émis sur la ligne 53, ainsi que sous liac-
tion de l'unité de mémorisation à poursuite 131 décrite ci-dessus, le signal dIentrée émis sur la ligne 113 vers la jonction de sommlation 114 peut passer à zéro sans que le signal d'erreur de commande du levier de commande sortant de la jonction de sommation 117 subisse aucun changement, puisqu'aussi bien le signal de position de compensation du levier de commande émis sur la ligne 118 passe immédiatement sur la ligne 115
via l'unité de mémorisation à poursuite 131 pour rat-
traper toute différence existante et maintenir le signal de référence du levier de commande émis sur la ligne 116 à une valeur égale au signal de position de compensation du levier de commande émis sur la ligne
118 au cours de la présence du signal de synchronisa-
tion de pas émis sur la ligne 53. Suivant un aspect de l'invention, le signal d'erreur de commande du levier de commande émis sur
la ligne 119 reste constant même si le reste du sys-
tème est resynchronisé et émet, sur la ligne 110, un signal de commande de pilote automatique de pas égal à zéro, étant donné que le signal de référence du levier de commande émis sur la ligne 116 est égal au
signal de position de compensation du levier de com-
mande émis sur la ligne 118, ce signal restant cons-
tant du fait que la servocommande de compensation 120 ne réagit pas instantanément au cours de la durée de millisecondes d'un signal de synchronisation de pas. Dès lors, des changements peuvent se produire dans le mode de fonctionnement et l'émission d'un bip
peut être déclenchée sans que la servocommande de com-
pensation 120 ne subisse aucun phénomène transitoire.
On vient de décrire l'action exercée par le signal de synchronisation de pas. Si le signal de synchronisation de pas émis sur la ligne 53 en réponse à l'enfoncement du commutateur de déclenchement de
compensation de telle sorte que le signal de déclen-
chement de compensation émis sur la ligne 41 (figure 3) actionne le circuit OU 50, le signal de synchronisation de pas sera présent sur la ligne 53, assurant ainsi une
synchronisation constante pour autant que le commuta-
teur de déclenchement de compensation du levier de commande soit enfoncé. Normalement, lorsqu'il utilise le commutateur de déclenchement de compensation, le
but du pilote est d'établir un nouveau point de com-
pensation après avoir déplacé le levier de commande d'une autre position de compensation. Il en sera
ainsi si le pilote souhaite modifier l'angle d'incli-
naison à des vitesses inférieures à la vitesse de croi-
sière ou stil veut procéder à dtimportants changements du point de compensation de maintien de vitesse vraie aux vitesses de croisière. En conséquence, étant donné que le signal de synchronisation de pas est présent tout au long de la période pendant laquelle le signal de déclenchement de compensation est lui-même présent, la synchronisation ayant lieu à la fin du signal de déclenchement de compensation s'effectuera en présence du signal d'angle d'inclinaison et du signal filtré de vitesse vraie, tandis que le maintien du levier de commande dans une position relativement constante
après désengagement du signal de déclenchement de com-
pensation aura pour effet d'amener la servocommande de compensation à déplacer le point de compensation dans la même position que le levier de commande, point auquel le pilote pourrait laisser aller le levier de
commande, tandis que le système pourrait être synchro-
nisé avec la vitesse vraie et l'angle d'inclinaison obtenus en maintenant le commutateur de déclenchement de compensation enfoncé. On peut alors recourir à une émission momentanée dtun bip pour corriger toute erreur éventuelle de vitesse due aux retards du système et de
la vitesse vraie.
On prendra à présent en considération le cas o le pilote automatique longitudinal est engagé alors que l'aéronef vole à une vitesse inférieure à la vitesse de croisière, le pilote décidant ensuite de faire voler laéronef à une vitesse supérieure à la vitesse de croisière en le faisant passer, par exemple, d'une vitesse de 40 noeuds à une vitesse de 100 noeuds à la fois en poussant le levier de commande de pas cyclique 122 vers l'avant et en soulevant le levier de commande de pas collectif de façon connue. Il en résulte alors une transition d'une vitesse vraie inférieure à 60 noeuds à une vitesse vraie supérieure à 60 noeuds. Dèslors, le circuit OU 38 (figure 3) réagit en émettant, sur la ligne 53, un signal de synchronisation de pas dlune durée de 50 millisecondes. Les fonctions de synchronisation de pas qui ont été décrites ci-dessus, sont toutes effectuées de la même manière. Etant donné que le signal d'angle d'inclinaison et le signal filtré de vitesse vraie sont resynchronisés par leurs amplificateurs respectifs d'intégration 69, 84, le signal d'erreur de vitesse vraie émis sur la ligne 64,
de même que le signal de synchronisation d'angle d'in-
clinaison émis sur la ligne 87 seront tous deux égaux à zéro, si bien que les signaux de sortie de tous les amplificateurs 74, 75, 90 et 91 seront également égaux à zéro. De même, ainsi qu'on l'a décrit précédemment, le circuit dtouverture 94 aura un gain de zéro et ltintégrateur de pilote automatique de pas 100 sera remis à zéro, si bien que tous les signaux d'entrée parvenant à la jonction de sommation 96 seront égaux à zéro comme décrit précédemment. Dès lors, un signal
d'entrée égal à zéro est émis sur la ligne 113 en direc-
* tion de la jonction de sommation 114 comme décrit pré-
cédemment. En conséquence, la seule différence exis-
tant entre la fonction de synchronisation de pas aux vitesses de croisière et celle existant à des vitesses inférieures réside dans le fait que le signal dIerreur
de vitesse vraie est synchronisé par le signal de syn-
chronisation de pas aux vitesses de croisière, cepen-
dant qu'il est synchronisé à tout moment à des vitesses inférieures. On considérera à présent le fonctionnement avec émission d'un bip. En figure 3, le signal + bip émis sur la ligne 47 amène le signal bip discret émis sur la ligne 49 à émettre le signal de synchronisation de pas sur la ligne 53. au cours de la période de millisecondes du pas unique 50, soit une fonction identique à celle de liémission de l'impulsion de millisecondes sur la ligne 39 dans la mesure o il s'agit du signal de synchronisation de pas. Si la vitesse vraie est supérieure à la vitesse de croisière, un signal de synchronisation de vitesse vraie de 50 millisecondes sera également émis sur la ligne 55 mais, si la vitesse vraie est inférieure à la vitesse de croisière, ce signal sera constant. Dès lors, une synchronisation momentanée du circuit de la figure 4
aura lieu comme décrit ci-dessus à propos des transi-
tions de vitesse vraie. Toutefois, par la suite, le signal bip constant émis sur la ligne 49 donnera lieu à l'émission, sur la ligne 57, dtun signal constant
d'invalidation limiteur d'erreur de vitesse vraie.
De ce fait, en figure 4, le commutateur 76 met le cir-
cuit limiteur 73 en dérivationsi bien que tout signal d'erreur de vitesse vraie (après synchronisation de
50 millisecondes) peut être envoyé vers les deux ampli-
ficateurs 74, 75, le système pouvant alors réagir à ce signal. En conséquence, quels que soient les signaux
d'erreur de vitesse vraie émis en déclenchant l'ampli-
ficateur d'intégration 70 à la suite de l'émission d'un bip, le système réagira à ces signaux si bien que, au terme de l'émission d'un bip, il ne subsistera aucun signal important d'erreur de vitesse vraie continuant à régler ltattitude de l'aéronef après l'émission dtun bip. En effet, le seul retard existant dans ce cas est celui que met l'aéronef à acquérir une vitesse
vraie proportionnelle à un angle d'inclinaison parti-
culier, lequel est commandé par llémission du bip et
jusqu'au moment o cette émission se termine.
Le signal + bip émis sur la ligne 47 est appliqué, via un des commutateurs appropriés 77, 88, à un amplificateur correspondant d'intégration 70, 84 suivant que le signal de vitesse vraie supérieure à noeuds est présent sur la ligne 33 ou que le signal de vitesse vraie inférieure à 60 noeuds est présent sur la ligne 34 respectivement. A la fin de l'émission du signal de synchronisation de pas de 50 millisecondes émis sur la ligne 53, le commutateur 86 ne sera plus
fermé et, au terme de l'émission du signal de synchro-
nisation de vitesse vraie de 50 millisecondes envoyé
sur la ligne 55, le commutateur 72 ne sera plus fermé.
Ensuite, le signal + bip émis sur la ligne 47 et pas-
sant par le commutateur respectif 77 ou 88 (suivant la vitesse vraie) amènera l'amplificateur correspondant à entamer l'intégration de la tension à valeur fixe du signal + bip afin d'accroltre ou de réduire la sortie
de l'amplificateur d'intégration concerné 70 ou 84 sui-
vant que le pilote a engagé le contact 43 ou 44 (figure
3). Le signal bip émis sur la ligne 47 pourrait éven-
tuellement être retardé d'environ 50 millisecondes afin
que la ligne d'entrée 71 de l'amplificateur d'intégra-
tion 70 ne soit pas raccordée en même temps, par le commutateur 72, à la ligne 64 sur laquelle est émis le signal d'erreur de vitesse vraie et, par le commutateur 77, à la ligne 47 sur laquelle est émis le signal bip
(idem en ce qui concerne les commutateurs 86, 88).
Aussi longtemps que l'émetteur de bip est enfoncé,
l'intégration se poursuit et l'amplificateur corres-
pondant d'intégration 70 ou 84 présente un signal de référence de changement à sa jonction de sommation correspondante 68 ou 81 suivant que la vitesse vraie est supérieure ou non à la vitesse de croisière. De même, aussi longtemps que le commutateur d'émission de bip est enfoncé, le circuit limiteur d'erreur de
vitesse vraie 73 sera mis en dérivation par le commu-
tateur 76 en raison de l'émission, sur la ligne 57, du signal d'invalidation limiteur dgerreur de vitesse vraie. Dès lors, tout signal d'erreur de vitesse
vraie résultant de l'enfoncement constant du commuta-
teur d'émission de bip passera par le commutateur 76, tandis que les amplificateurs 74 et 75 exerceront un effet proportionnel sur le signal de commande de pilote automatique de pas émis à la sortie de la jonction de sommation 96. Dès lors, la vitesse du bip règle la vitesse de réponse du pilote automatique. Toutefois, lorsque le signal bip est déclenché, si la vitesse vraie de l'aéronef (indiquée par le signal filtré de vitesse vraie émis sur la ligne 10) ne se situe pas dans la tolérance d'au moins 5 noeuds vis-à-vis de la vitesse vraie désirée commandée par l'amplificateur
d'intégration 70 suite à l'émission du bip se manifes-
tant par llémission du signal de référence de vitesse
vraie sur la ligne 69, le signal d'invalidation limi-
teur d'erreur de vitesse vraie émis sur la ligne 57 subsistera par suite du fonctionnement du circuit
bistable 61 (figure 3). Toutefois, si le signal d'er-
reur de vitesse vraie ne dépasse jamais 5 noeuds, le circuit bistable ne devra pas être positionné dans la première position. De même, si, pendant ou après l'émission du bip, la vitesse vraie de l'aéronef ne se situe pas dans la tolérance de 5 noeuds vis-à-vis
de la vitesse vraie commandée, le comparateur de fenê-
tres 63 (figure 3) émettra, sur la ligne 62, le signal de vitesse vraie inférieure à 5 noeuds pour remettre le circuit bistable 60 à zéro, si bien que le circuit
OU 56 ntémettra plus, sur la ligne 57, le signal d'in-
validation limiteur dlerreur de vitesse vraie. Dès lors, le circuit limiteur sera à nouveau en service, si bien que tout signal ultérieur important d'erreur
de vitesse vraie sera limité à 5 noeuds, tout en assu-
rant en même temps des transitions régulières d'une
vitesse vraie à l'autre.
Il est à noter que le circuit limiteur 73 fonctionnera au cours de l'émission des signaux de synchronisation de pas résultant des transitions de vitesse vraie ou chaque fois que le commutateur de déclenchement de compensation est enfoncé car, dans ce cas, le signal d'invalidation limiteur d'erreur de vitesse vraie n'est jamais émis. En conséquence, si
le pilote effectue une prise en charge en se substi-
tuant au système de pilote automatique sans pour au-
tant désengager ce dernier en provoquant, en fait, un important changement de la vitesse vraie par rapport à la référence de vitesse vraies le système de pilote automatique ne réagira néanmoins qu'à des signaux d'erreur de vitesse vraie de 5 noeuds, assurant ainsi des transitions régulières entre les vitesses. De mêmee si le pilote veut atteindre une nouvelle vitesse désirée et s'il enfonce alors le commutateur de déclenchement
de compensation, le système de pilote automatique in-
terviendra à la vitesse de 5 noeuds jusqu'au moment o le commutateur de déclenchement de compensation est enfoncé, moment auquel le signal d'erreur de vitesse
vraie passeen tout cas, à zéro. Toutefois, si le com-
mutateur de déclenchement de compensation est enfoncé tout au long de la période pendant laquelle le pilote effectue une prise en charge en se substituant au système de pilote automatique, le signal d'erreur de vitesse vraie sera égal à zéro et le circuit limiteur
sera superflu.
On considérera à présent le cas o le pilote désire effectuer une prise en charge sans pour autant
désengager le système de pilote automatique, par exem-
ple, pour effectuer un virage coordonné et revenir ensuite à la vitesse de référence. S'il émet, vers le levier de commande, un signal d'entrée suffisant pour dépasser une valeur seuil de différence vis-à-vis de la position de la servocommande de compensation, les signaux de sortie des deux détecteurs de positions 126 et 127 créeront, dans les signaux émis sur les lignes 118 et 128, une différence égale à une certaine valeur seuil (égale à une force d'environ 0,9 kg dans
le ressort 123), provoquant ainsi l'arrêt d'un compa-
rateur 140 en émettant, sur la ligne 104, le signal d'une force inférieure à 0,9 kg. De la sorte, le
commutateur 103 désengage le signal d'entrée de ltin-
tégrateur de pilote automatique de pas 100, si bien que cet intégrateur maintient, sur la ligne 99, le signal de sortie existant à ce moment, faisant ainsi office de mémoire du point de compensation tel qu'il
existait avant la prise en charge par le pilote. Lors-
que le pilote effectue une prise en charge en se subs-
tituant au système de pilote automatique, le circuit limiteur dierreur de vitesse vraie 73 amène le système de pilote automatique à ne réagir qu'à une valeur de noeuds (ou à une autre valeur appropriée) de l'erreur
de vitesse vraie qui en résulte. En conséquence, lors-
que le pilote achève la manoeuvre, la différence exis-
tant dans le signal filtré de vitesse vraie vis-à-vis du signal désiré de vitesse vraie peut donner lieu à un important signal d'erreur de vitesse vraie, mais le système de pilote automatique, y compris l'intégrateur de pilote automatique de pas, n'émettra que des signaux d'erreur de vitesse vraie relativement faibles, tandis que l'intégrateur de pilote automatique de pas lui-même
émettra un signal d'entrée ne subissant que des chan-
gen;ents lents vis-à-vis de ces signaux d'erreur de vitesse vraie, ce signal d'entrée ayant une valeur initiale équivalant à celle du signal précédent de vitesse vraie désirée existant avant la prise en charge
par le pilote.
Comme on l'a décrit ci-dessus en se référant à la figure 2, la présente invention peut être mise en oeuvre, de préférence, dans un ordinateur numérique
plutôt qu'avec des circuits analogiques du type illus-
tré dans les figures 1, 3 et 4.
En se référant à présent à la figure 5, un sous-programme destiné à établir des mots d'état pour
commander le pilote automatique longitudinal est intro-
duit par un point de transfert 143 et un premier essai
144 permet d'examiner l'état d'un commutateur d'enga-
gement de compensation au tableau de bord, ainsi que du bouton de déclenchement de compensation prévu sur le levier de commande. Si le commutateur d'engagement
de compensation est fermé et si le bouton de déclenche-
ment de compensation n'est pas enfoncée un résultat affirmatif de l'essai 144 aura pour effet d'amener le pas 145 à placer un indicateur d'engagement du bouton
de compensation longitudinale du levier de commande.
Dans d'autres conditions, le pas 145 est mis en déri-
vation. Dans cette forme de réalisation, llabsence d'engagement du bouton de compensation longitudinale du levier de commande est utilisée en lieu et place du signal de synchronisation de pas émis sur la ligne 53 (conjointement avec le signal de synchronisation de vitesse vraie émis sur la ligne 55) pour effectuer des fonctions de remise à zéro et de synchronisation>ainsi
qu'on le décrira ci-après plus en détail en se réfé-
rant à la figure 6. La distinction entre un vol à des vitesses supérieures à la vitesse de croisière et un
vol à des vitesses inférieures à la vitesse de croi-
sière est indiquée par la mise en place dtun indica-
teur d'engagement de maintien de vitesse vraie dans un pas 146 chaque fois qu'un essai 147 indique que le
bouton de compensation longitudinal du levier de com-
mande est engagé et qu'un essai 148 indique que le signal filtré de vitesse vraie dépasse 60 noeuds. Si un essai 149 détermine que le commutateur d'émission
de bip est enfoncé pendant un cycle en cours d'exécu-
tion, un indicateur d'invalidation limiteur d'erreur
de vitesse vraie vient se positionner dans un pas 150.
Dès que cet indicateur est positionné dans le pas 150, il ne peut être ramené à l'état initial qu'au terme de l'émission du bip, comme l'indique un résultat négatif du pas 149, tandis que le signal d'erreur de vitesse vraie est inférieur à 5 noeuds, comme l'indique un essai 151, pour aboutir à un pas 152 pour la remise à l'état initial de l'indicateur d'invalidation limiteur
d'erreur de vitesse vraie.
Si le système de maintien de vitesse vraie
est engagé (ce qui signifie que le bouton de compensa-
tion longitudinale du levier de commande est engagé et que l'aéronef vole à plus de 60 noeuds), un essai 153 donne un résultat affirmatif pour aboutir à mn essai 154 déterminant si l'émetteur de bip est engagé dans le cycle en cours. Dans l'affirmative, un essai 155 détermine si l'émetteur de bip était engagé dans le cycle précédent en comparant un indicateur de bip d'un cycle en cours (bip N) avec un indicateur de bip
de cycle précédent (bip M). Si l'essai 155 est néga-
tif, ceci signifie que l'émission d'un bip a été dé-
clenchée au cours du cycle en cours, tandis qu'un pas
157 ramène, à l'état initial, l'indicateur d'engage-
ment du bouton de compensation longitudinale du levier de commande (ce qui équivaut à l'émission du signal de synchronisation de pas suite à l'émission d'un bip
comme décrit ci-dessus en se référant à la figure 3).
Bien qu'on ne l'ait pas représenté ici pour des raisons de simplicité, on suppose que, dans la présente forme de réalisation numériques, certains indicateurs d'état sont ramenés à l'état initial au début de chaque cycle principal de l'ordinateur et qu'ils sont sélectivement positionnés de manière appropriée au fur et à mesure du déroulement du programme de façon à refléter les conditions existant dans ce cycle et ce, de façon bien connue. Dans cette forme de réalisation, on suppose qu'avant d'atteindre le programme illustré en figure 5, l'indicateur d'engagement du bouton de compensation
longitudinale du levier de commande, l'indicateur d'en-
gagement du système de maintien de vitesse vraie et certaines valeurs calculées utilisées comme valeurs intermédiaires sont ramenés à l'état initial de telle sorte que, s'ils ne sont pas calculés ou positionnés
en raison de l'état particulier en cours, ils reste-
ront à l'état zéro, lequel est approprié, ainsi qu'on
le décrira ci-après de manière plus détaillée.
Compte tenu des remarques qui précèdent, lors d'un passage ultérieur par le programme de la figure 5 en supposant que des conditions appropriées existent
toujours, le pas 145 positionnera l'indicateur d'enga-
gement du bouton de compensation longitudinale du levier
de commande, tandis que le pas 146 positionnera l'indi-
cateur d'engagement du système de maintien de vitesse vraie. Dès lors, l'essai 153 sera affirmatif et si le commutateur d'émission de bip est enfoncé continuelle- ment, l'essai 154 sera affirmatif. Toutefois, étant donné qu'il s'agit, en l'occurrence, du deuxième cycle d'une rangée et alors que le commutateur d'émission de bip est engagé, l'état de bip de ce cycle est égal à celui du cycle précédent, si bien que l'essai 155 est
affirmatif et que le pas 157 est mis en dérivation.
Dès que l'essai du pas 155 est achevé au cours de chaque cycle, l'état de bip du cycle en cours est mis à jour pour le cycle suivant dans un pas 158. Dans la présente forme de réalisation, dès que le sous-programme d'état du pilote automatique longitudinal de la figure 5 est achevé, d'autres parties du programme sont renvoyées
à la séquence principale via un point de renvoi 159.
Toutefois, en fonction de la forme de réalisation par-
ticulière, le sous-programme de la figure 6 peut éven-
tuellement être introduit directement après le sous-
programme de la figure 5.
En se référant à présent à la figure 6, un programme général de pilote automatique longitudinal dans lequel on utilise certaines des conditions d'état établies en figure 5, est atteint par un point d'entrée 160. Un premier essai 161 détermine si le bouton de compensation longitudinale du levier de commande est engagé. Dans l'affirmative, un essai 162 détermine alors si, au cours de ce cycle, l'état de maintien de vitesse vraie a subi des modifications par rapport à celui existant lors du dernier cycle, ce qui équivaut au circuit 36-39 de la figure 3 qui émet le signal de
synchronisation de pas et des signaux apparentés cha-
que fois que l'on passe d'une vitesse de croisière à une vitesse inférieure ou vice versa. Si ce passage de vitesse n'a pas eu lieu, l'essai 162 sera affirmatif et des calculs de pas du pilote automatique seront effectués comme décrit ci-après en se référant à la figure 7. Toutefois, s'il y a eu une transition de vitesse vraie, l'essai 162 sera négatif et l'indicateur d'état d'engagement du système de maintien de vitesse vraie pour le cycle en cours est alors mis à jour pour représenter ultérieurement le cycle précédent par un
pas 163.
En tout cas, lorsqu'il y a une transition de vitesse ou si le bouton de compensation longitudinale du levier de commande n'est pas engagé, plusieurs pas sont effectués et ces pas équivalent à peu près à ceux
effectués par le signal de synchronisation de pas il-
lustré en figure 4. En premier lieu, un pas 164 éta-
blit l'égalité entre la référence d'angle d'inclinaison et l'angle d'inclinaison, ce qui équivaut à la fonction de synchronisation effectuée par le commutateur 86 et l'amplificateur d'intégration 84 en figure 4. Ensuite,
un pas 165 établit l'égalité entre la valeur de synchro-
nisation du levier de commande et la valeur de position
de compensation de ce levier, ce qui équivaut au fonc-
tionnement de l'unité de mémorisation à poursuite 131 en figure 4. Ensuite, un pas 166 établit l'égalité entre la valeur de référence de vitesse vraie et le signal filtré de vitesse vraie, ce qui équivaut à la synchronisation effectuée par le commutateur 72 et l'amplificateur d'intégration 70 en figure 4. Un pas 166a ramène à zéro la valeur de l'intégrateur de pilote automatique de pas. Un pas 167 établit initialement à
zéro le facteur d'ouverture de vitesse d'angle d'in-
clinaison; cette caractéristique peut être utilisée dans des parties d'un programme qui n'est pas décrit
ici, mais qui est analogue à celui décrit en se réfé-
rant à la figure 21 de la demande de brevet précitée de telle sorte que, chaque fois qu'il est remis à zéro,
ce facteur soit ensuite incrémenté à une certaine vi-
tesse jusqu'à ce qu'il atteigne une limite, pour être
ainsi disponible conue facteur de multiplication d'ou-
verture utilisé de la même manière que celle décrite en se référant au circuit d'ouverture 94 de la figure 4 et comme décrit plus particulièrement ci-après dans la version numérique. Un pas 168 positionne le signal proportionnel de vitesse vraie à zéro (ce qui, en figure 4p a lieu par suite du passage à zéro du signal d'erreur de vitesse vraie), tandis que le pas 169 positionne, à zéro, le signal de commande de pilote automatique de pas du cycle en cours, ce qui équivaut à la mise à zéro du signal de sortie de la jonction de sommation 96 du fait que tous les signaux d'entrée sont à zéro (en
figure 4).
Lorsque la resynchronisation n'a pas lieu du fait que le bouton de compensation longitudinale du levier de commande est engagé et qu'il n'y a eu aucune transition de vitesse vraie (déterminations effectuées
par les essais 161 et 162), le programme de pilote auto-
matique de pas calculé de la figure 7 est atteint par un point d'entrée 170. En figure 7, un premier pas 171,détermine si le système de maintien de vitesse vraie est engagé. Dans la négative, cette caractéristique équivaut à une vitesse vraie inférieure à 60 noeuds dans la forme de réalisation illustrée dans les figures
3 et 4, ce qui signifie que le système de pilote auto-
matique longitudinal ou de pas est utilisé pour le
système de maintien d'attitude. Dans ce cas, un ré-
sultat négatif de l'essai 171 parvient à un pas 172, lequel fournit un incrément d'angle d'inclinaison sous forme du produit d'une valeur fixe de bip (équivalant à la tension fixe du signal + bip émis sur la ligne 47 dans les formes de réalisation illustrées dans les figures 3 et 4) et d'un facteur indiquant le nombre de degrés par seconde par lequel l'émetteur de bip doit agir sur le point de compensation, ce qui équivaut au
gain K7 dans l'amplificateur d'intégration 84. Ltin-
tégration est effectuée sous forme d'une accumulation
dans le pas 173 dans lequel l'incrément d'angle d'in-
clinaison a été ajouté à la référence d'angle d'incli-
naison. Si l'émission du bip ne se poursuit pas, la valeur du signal + bip est amenée à zéro, au même titre que l'incrément d'angle d'inclinaison; dès lors, la référence d'angle d'inclinaison reste égale à l'angle d'inclinaison avec lequel elle a été synchronisée dans
le pas 164 (en figure 6).
Si le pas 171 indique que le système de main-
tien de vitesse vraie est engagé, en lieu et place des
facteurs d'attitude, on calcule alors les facteurs rela-
tifs à la vitesse vraie. Un pas 174 calcule un incré-
ment de référence de vitesse vraie sous forme du pro-
duit du signal bip fixe (qui peut être égal à zéro) et d'un facteur indiquant le nombre de noeuds par seconde par lequel l'émission d'un bip doit agir sur le point de compensation de vitesse, ce qui équivaut au gain K6 de l'amplificateur d'intégration 70 dans la forme de
réalisation illustrée en figure 4. Ensuite, l'intégra-
tion est effectuée dans un pas 175 dans lequel l'incré-
ment de référence de vitesse vraie a été ajouté à la référence de vitesse vraie. Ces étapes sont analogues à celles effectuées dans les pas 172 et 173. L'erreur
de vitesse vraie est ensuite déterminée par la diffé-
rence entre la référence de vitesse vraie et le signal
filtré de vitesse vraie dans un pas 176, ce qui équi-
vaut à la fonction de la jonction de sommation 68 dans la forme de réalisation illustrée en figure 4. Ensuite, un essai 177 détermine si la limitation d'erreur de vitesse vraie est invalidée ou non. Cet essai a pour but de vérifier l'indicateur d'état établi dans le
pas 150 comme décrit en se référant à la figure 5 ci-
dessus et il équivaut à la fonction du commutateur 76
dans la forme de réalisation de la figure 4. Si l'es-
sai 177 est affirmatif, les fonctions de limitation sont mises en dérivation. Toutefoise si l'essai 177 est négatif, la limitation n'est pas invalidée, de sorte qu'un essai 178 détermine si l'erreur de vitesse vraie est supérieure à+5 noeuds et, dans l'affirmative, un pas 179 établit l'égalité entre l'erreur de vitesse
vraie et la valeur de limitation de 5 noeuds. Si l'es-
sai 178 est négatif, un essai 180 détermine alors si
l'erreur de vitesse vraie est inférieure à -5 noeuds.
Dans l'affirmative, un pas 181 établit l'égalité entre l'erreur de vitesse vraie et la valeur limite de -5 noeuds. En tout cas, que la limitation soit effectuée ou non, un pas 182 est atteint lorsque la valeur du signal proportionnel de vitesse vraie (équivalant à
celui émis sur la ligne 98 dans la forme de réalisa-
tion de la figure 4) est obtenue comme fonction d'er-
reur de vitesse vraie multipliée par un gain constant équivalant au gain K4 de l'amplificateur 74 de la forme
de réalisation illustrée en figure 4.
Que le système de maintien de vitesse vraie
soit engagé ou non après le calcul de facteurs appro-
priés d'attitude ou de vitesse vraie, le calcul des valeurs du pilote automatique de pas se poursuit dans un pas 183 dans lequel un facteur de commande de vitesse d'angle d'inclinaison équivalant au signal émis sur la ligne 95 dans la forme de réalisation de la figure 4,
est obtenu sous forme d'une fonction du signal de vi-
tesse d'angle d'inclinaison (tel que celui émis sur la
ligne 92), multiplié par un facteur de gain K2 (équi-
valant à celui de l'amplificateur 93) et par le fac-
teur d'ouverture qui a été décrit ci-dessus à propos
du pas 167 en figure 6. Ceci équivaut au fonctionne-
ment combiné de l'amplificateur 93 et du circuit d'ou-
verture 94 dans la forme de réalisation de la figure 4.
En figure 7, le pas suivant 184 établit une synchronisation d'angle d'inclinaison sous forme d'une fonction de la référence d'angle d'inclinaison moins l'angle d'inclinaison, ce qui équivaut à la fonction
de la jonction de sommation 81 dans la forme de réali-
sation de la figure 4. Ensuite, un pas 185 fournit la commande d'angle d'inclinaison sous forme du produit de la synchronisation d'angle d'inclinaison et d'un facteur de gain KI, ce qui équivaut à la fonction de
l'amplificateur 90 en figure 4. Que le système de main-
tien de vitesse vraie soit engagé ou non, les pas 183- sont prévus, car ces fonctions sont utilisées pour assurer la stabilité d'attitude à la fois aux vitesses de croisière et aux vitesses inférieures. Diautre part, les facteurs de vitesse vraie ne sont utilisés
qu'aux vitesses de croisière (ce qui équivaut au si-
gnal de synchronisation de vitesse vraie qui est appli-
qué constamment sur la ligne 55 et qui empêche l'appa-
rition de toute erreur de vitesse vraie en vol à des
vitesses inférieures à la vitesse de croisière).
En figure 7, la possibilité d'une prise en charge par le pilote est ensuite déterminée dans un essai 186. Stil est déterminé que la valeur absolue de la force de compensation de pas est supérieure à + 0,9 kg (cette détermination pouvant être effectuée de manière séquentielle commedécrit ci-dessus à propos
des essais et des pas 178-181), lorsque le pilote effe.c-
tue la prise en charge, en mettant plusieurs pas dtin-
tégration en dérivation, on obtient la fonction de
maintien de la valeur de l'intégrateur de pilote auto-
niatique de pas à la valeur existant à ce moment. Tou-
tefois, si le pilote n'effectue pas cette prise en
charge en lieu et place du système de pilote automa-
tique, un résultat négatif de l'essai 186 amènera un essai 187 à déterminer si le système de maintien de vitesse vraie est engagé (au-delà de 60 noeuds). Dans
l'affirmative, il est déterminé que l'entrée d'inté-
grateur est égale à l'erreur de vitesse vraie multi-
pliée par un facteur de gain K5, ce qui équivaut aux fonctions de l'amplificateur 75 et à la fermeture du commutateur 107 dans la forme de réalisation de la figure 4. Toutefois, si le système de maintien de vitesse vraie n'est pas engagé, un résultat négatif de l'essai 187 parviendra à un pas 189 dans lequel il est déterminé que l'entrée dtintégrateur est le produit de
la synchronisation d'angle d'inclinaison et d'un fac-
teur de gain K3, ce qui équivaut aux fonctions de liam-
plificateur 91 et du commutateur 108 dans la forme de
réalisation de la figure 4. Ensuite, la fonction d'in-
tégration de l'intégrateur de pilote automatique de pas
est effectuée dans un pas 190 dans lequel l'entrée d'in-
tégrateur est ajoutée à la valeur de l'intégrateur de pilote automatique de pas qui a été établie précédemment,
ce qui équivaut évidemment à la fonction de l'intégra-
teur 100 dans la forme de réalisation de la figure 4.
En figure 7, le calcul final du pilote auto-
matique fournit la commande de pilote automatique de pas pour le cycle en cours (PTCH A/P CMND N) sous forme de la sommation de la sortie de l'intégrateur de pilote automatique de pas, de la valeur proportionnelle de vitesse vraie, de la commande d'angle d'inclinaison et de la commande de vitesse d'angle d'inclinaisons ce qui équivaut à la fonction de sommation effectuée par
la jonction de sommation 96 dans la forme de réalisa-
tion de la figure 4.
Lorsque, en figure 7, les calculs de pilote
automatique de pas sont achevés, le programme est ren-
voyé au prograinme général de pilote automatique longi-
tudinal de la figure 6 via un point de transfert pour aboutir à un essai 193 en figure 6. De la sorte, on détermine si la commande de pilote automatique de pas pour le cycle en cours (N) dépasse, de plus de 15% par seconde, la commande de pilote automatique de pas pour le cycle précédent (M). Dans l'affirmative, un pas 194 fournira une commande (M) de pilote automatique de pas mise à jour sous forme de la valeur de la commande de pilote automatique de pas du cycle précédent (M) plus une valeur équivalant à 15% par seconde. Toutefois,
si la commande en cours ne dépasse pas la commande pré-
cédente d'une valeur positive de 15% par seconde, un résultat négatif de l'essai 193 amènera un essai 195 à déterminer si la commande de pilote automatique de pas
du cycle en cours (N) dépasse, de plus de-15% par se-
conde en valeur négative, la commande de pilote automa-
tique de pas du cycle précédent (M). Dans l'affirmati- ve, la commande de pilote automatique de pas mise à jour (M) est obtenue sous forme de la commande de pilote automatique de pas du cycle précédent (M) moins 15% par seconde dans un pas 196. Toutefois, si les commandes se situent dans la tolérance de 15% l'une par rapport à lautre, les deux essais 193 et 195 seront négatifs, si bien que la commande de pilote automatique de pas mise à jour (M) que l'on utilise dans le cycle suivant, sera égale à celle (N) prévue pour le cycle en cours
dans un pas 197. Les pas 194, 196 et 197 ont pour ef-
fet à la fois de limiter les changements survenant dans la commande de pilote automatique de pas d'un cycle au
suivant et de mettre à jour la valeur devant être uti-
lisée dans le cycle suivant afin de la comparer avec
* la valeur obtenue au cours de ce cycle. Tous les es-
sais et les pas 193-197 sont simplement l'équivalent
du circuit limiteur de vitesse 111 de la forme de réa-
lisation illustrée en figure 4. Il est à noter qu'en ltoccurrence, il n'est pas nécessaire de mettre cette fonction en dérivation au cours de la synchronisation par suite du désengagement du bouton de compensation longitudinale du levier de commande (ce qui équivaut au signal de synchronisation de pas émis sur la ligne 53 en figure 4 et à la fonction du commutateur 112 de cette figure), puisqu'aussi bien la commande de pilote automatique de pas mise à jour (M) est la valeur dont il faut, en l'occurrence, tenir compte, et du fait également que cette valeur est directement ramenée à
zéro dans le pas 169 au cours de la resynchronisation.
En figure 6, la valeur de référence du le-
vier de commande est obtenue sous forme de la somma-
tion de la valeur de synchronisation du levier de com-
mande et de la commande de pilote automatique de pas, dans un pas 198 qui équivaut à la jonction de sommation
114 dans la forme de réalisation de la figure 4. En-
suite, un pas 199 fournit une valeur d'erreur de com-
mande du levier de commande sous forme de la différence entre la valeur de référence du levier de commande et
la position de compensation de ce dernier, ce qui équi-
vaut à la fonction de la jonction de sommation 117 dans la forme de réalisation de la figure 4. De la
sorte, les programmes du pilote automatique sont ache-
vés, si bien que d'autres parties du programme peuvent être renvoyées à la séquence principale via un point de
renvoi 200.
Dans le système de commande dtun hélicoptère à deux ordinateurs du type illustré dans la demande de brevet précitée de la Demanderesse, les fonctions de pilote automatique ne sont effectuées que si les deux
ordinateurs sont invalidés et ce, du fait qu'une dé-
faillance des fonctions de pilote automatique de pleine autorité dans l'un ou l'autre ordinateur pourrait créer immédiatement une situation immédiate de surcharge qui est virtuellement désastreuse. En conséquence, les fonctions de pilote automatique décrites dans cette demande de brevet sont effectuées uniquement en mode
de fonctionnement duplex et non en un mode de fonc-
tionnement simplex. Par exemple, le sous-programme d'état de pilote automatique longitudinal de la figure peut être effectué dans le programme d'état de fonc- tionnement en mode duplex 1203 illustré dans la figure 12 de la demande de brevet précitée pour autant que l'essai 1202 de cette figure détermine que l'ordinateur
particulier en cause ne fonctionne pas en mode simplex.
De la même manières les essais et les fonctions de synchronisation de cette partie du sous-programme de pilote automatique longitudinal illustré dans la moitié supérieure de la figure 6 des dessins annexés, de même
que le sous-programme de pilote automatique de pas cal-
culé illustré en figure 7 des dessins annexés, peuvent être effectués dans le programme de calcul de pas à boucle extérieure 1403 illustré en Figure 14 de la demande de brevet précitée, pour autant qu'un essai 1402 de cette figure détermine que lordinateur parti- culier en cause ne fonctionne pas en mode simplex. De mêmes la partie du sous-programme de pilote automatique longitudinal illustré dans le bas de la figure 6 des dessins annexés (ce programme limitant la commande de
pilote automatique de pas en calculant également lyer-
reur de commande du levier de commande) peut être ef-
fectuée dans le sous-programme A 519 de calcul d'aug-
mentation de force de pas illustré dans la figure 5 de la demande de brevet précitée et dont les résultats
peuvent être introduits dans la servocommande de compen-
sation faisant partie du sous-programme A 703 à sortie d'augmentation de force de pas illustré en figure 7 de la demande de brevet précitée, pour autant que l'essai
518 de la figure 5 et l'essai 702 de la figure 7 indi-
quent que l'ordinateur particulier en cause ne fonction-
ne pas uniquement dans le mode simplex; par ailleurs, ces calculs peuvent être répétés une deuxième fois au cours de chaque opération principale à l'intervention
du programme d'ordinateur, par exemple, dans le pro-
gramme B 904 de calcul d'augmentation de force de pas illustré en figure 9 de la demande de brevet précitée
et dont les résultats peuvent être appliqués à la servo-
commande de compensation dans le programme B 1003 à sortie d'augmentation de force de pas illustré en figure 10 de cette demande de brevet, pour autant que l'essai 902 de la figure 9 et l'essai 1002 de la figure indiquent que l'ordinateur concerné ne fonctionne pas uniquement dans un mode simplex. Ces calculs et sorties doubles fournissent simplement une plus forte fréquence de mise à jour des erreurs de commande du levier-de commande à la servocommande de compensation
contrairement au cycle dfordinateur de base (macrosyn-
chronisation dans la demande de brevet précitée).
Dtautre part, les formes de réalisation numé-
riques illustrées dans les figures 2 et 5-7 peuvent être mises en oeuvre dans des systèmes autres que des systèmes à deux ordinateurs pour autant que l'on pré- voit des éléments appropriés afin qu'une défaillance d'un système de ce type ne soit pas considérée comme
catastrophique. De même, ainsi qu'on l'a décrit briè-
vement ci-dessus, les fonctions de pilote automatique de la présente invention peuvent et, en fait, ont été
mises en oeuvre dans des systèmes dans lesquels la com-
mande du pilote automatique par la position du levier
de commande est assurée par une servocommande de compen-
sation ne comportant aucune entrée de force. Dans les formes de réalisation décrites ici les calculs de force (par exemple, ceux établissant une force sous forme d'une
fonction d'accélération de type analogique comme décrit dans le bre-
vet des Etats-Unis d'Amérique n0 4.078.749) ont été supprimés pour des raisons de simplicité, étant donné
qu'ils ne sont pas pertinents pour la présente inven-
tion et qu'ils peuvent être effectués sous une forme analogique ou sous n'importe quelle forme numérique
appropriée comme le fait ressortir la description du
brevet des Etats-Unis d'Amérique no 4.078.749 et ce,
en fonction du système particulier dans lequel l'inven-
tion est mise en oeuvre.
La description ci-dessus fait ressortir cer-
tains avantages majeurs de l'invention, ainsi que diau-
tres avantages qui en résultent. Par exemple, le dé-
clenchement de compensation suivant la présente inven-
tion non seulement synchronise l'erreur de commande du levier de commande (à ltentrée de la servocommande de compensation) avec la position de compensation du
levier de commande, mais il synchronise également con-
tinuellement la référence d'angle d'inclinaison et la référence de vitesse vraie, tout en assurant également la remise à zéro de l'intégrateur du pilote automatique de pas. De plus, les transitions entre les vitesses ne donnent lieu à aucune perturbation transitoire, puisqu'aussi bien ces transitions assurent également la compensation du levier de commande, de la référence de vitesse vraie, de la référence d'angle d'inclinaison et de l'intégrateur de pilote automatique de pas. De
même, le déclenchement de l'émission d'un-bip a égale-
ment pour effet de compenser les références de vitesse vraie et d'attitude, l'intégrateur de pilote automatique
de pas et le levier de commande; toutefois, cette re-
synchronisation ntest que momentanée et, par la suite,
la poursuite de l'émission d'un bip agit sur la réfé-
rence de vitesse vraie ou d'attitude suivant que
l'aéronef est à des vitesses de croisière ou non respec-
tivement. Un aspect important de l'invention réside dans le fait qu'en utilisant un signal de vitesse vraie fortement filtré d'un système statique de Pitot en vue d'obtenir une correction d'écart pour un signal intégré
de vitesse vraie d'accélération longitudinale, on éli-
mine les perturbations de vitesse vraie en fonction des rafales et des conditions turbulentes, ce qui constitue une amélioration évidente et inhérente dans la fonction de n'importe quel appareil réagissant à la vitesse
vraie; toutefois, l'invention est particulièrement im-
portante dans un système de pilote automatique à main-
tien de vitesse vraie, car elle permet d'utiliser un gain maximum pour effectuer un contrôle rigoureux de la vitesse vraie sans qu'il en résulte des perturbations inconfortables dans l'attitude de l'aéronef suite à des
indications erratiques de vitesse vraie. Un autre as-
pect de l'invention réside dans le fait que le pilote peut effectuer une prise en charge en se substituant au système de pilote automatique sans pour autant
désengager ce dernier, tandis qu'il peut ensuite reve-
nir essentiellement à l'attitude ou à la vitesse vraie
de référence précédente, puisqu'aussi bien l'intégra-
teur de pilote automatique de pas est amené dans un état de maintien au cours de la prise en charge par le pilote tandis que, dans le cas d'un système de maintien de vitesse vraie, l'entrée d'erreur de vitesse vraie de l'intégrateur est limitée pour éviter des changements brusques au terme de la prise en charge par le pilote;
de la sorte, le pilote peut manoeuvrer aisément lthéli-
coptère, pour revenir ensuite à l'attitude ou à la vi-
tesse vraie précédente qui a été maintenue par le pilote automatique.
La description ci-dessus donne les aspects
importants de l'invention; dtautres aspects des formes de réalisation par lesquelles l'invention a été décrites ne sont pas importants. En d'autres mots, le choix du
matériel ou du logiciel, la nature détaillée du maté-
riel ou du montage d'un ordinateur dans lequel le logi-
ciel peut intervenir, de même que le type particulier du système de servocommande de compensation utilisé ne
sont pas importants pour l'invention.
Dès lors, bien que l'invention ait été décrite et illustrée en se référant à certaines de ses formes de réalisation données à titre d'exemple, l'homme de métier comprendra que les modifications, omissions et additions ci-dessus et différentes autres encore, tant dans la forme que dans les détails, peuvent être envisagées sans pour autant se départir de l'esprit et du cadre
de l'invention.

Claims (7)

REVENDICATIONS
1. Système de pilote automatique à maintien
de vitesse vraie pour un hélicoptère comportant un le-
vier de commande de pas cyclique longitudinal sur le-
quel est disposé un commutateur de déclenchement de compensation, caractérisé en ce qu'il comprend: une servocommande de compensation réagissant à des signaux électriques qui y sont appliqués afin de localiser le levier de commande de pas longitudinal de l'hélicoptère; un élément de vitesse vraie émettant un signal de vitesse vraie indiquant la vitesse vraie réelle de l'hélicoptère;
un élément de compensation réagissant au com-
mutateur de déclenchement de compensation pour émettre un signal de déclenchement de compensation;
un élément de position réagissant à la servo-
commande de compensation pour émettre un signal de posi-
tion de compensation du levier de commande indiquant la position de compensation du levier de commande de pas
cyclique longitudinal qui a été établie par la servo-
commande de compensation; et un élément de traitement de signaux réagissant au signal de vitesse vraie, au signal de déclenchement
de compensation et au signal de position de compensa-
tion du levier de commande pour émettre, en réponse à la présence du signal de déclenchement de compensation, un signal de référence de vitesse vraie égal au signal de vitesse vraie réelle, un signal d'erreur de vitesse
vraie d'une valeur de zéro et un signal de synchronisa-
tion du levier de commande égal au signal de position de compensation du levier de commande afin d'émettre,
en absence de ce signal de déclenchement de compensa-
tion, un signal dterreur de vitesse vraie représentant la différence entre le signal de référence de vitesse vraie et le signal de vitesse vraie, de même qu'un signal de commande de pilote automatique de pas sous forme d'une fonction de ce signal d'erreur de vitesse
vraie et également afin d'émettre un signal de référen-
ce de levier de commande sous forme d'une fonction de la différence entre ce signal de commande de pilote automatique de pas et le signal de synchronisation du levier de commande, de même qu'un signal d'erreur de
commande du levier de commande appliqué à la servocom-
mande de compensation sous forme d'une fonction de la différence entre ce signal de référence du levier de commande et ce signal de position de compensation de ce levier de telle sorte que ce signal d'erreur de commande du levier de commande puisse être égal à zéro au cours de l'émission du signal de déclenchement de compensation lorsque le signal de commande de p0bte automatique de pas est égal à zéro et que l'égalité est établie entre le signal de référence de vitesse vraie et le signal de vitesse vraie réelle, amenant ainsi le signal d'erreur
de vitesse vraie à zéro, tandis que le signal de posi-
tion de compensation du levier de commande conserve une valeur finie indiquant la position de compensation en
cours du levier de commande.
2. Système de pilote automatique à maintien
de vitesse vraie suivant la revendication 1 caractéri-
sé en ce qu'il comprend également: un élément d'attitude en vue d'émettre un signal d'attitude indiquant l'angle d'inclinaison réel d'un hélicoptère, tandis que l'élément de traitement de signaux réagit à ce signal d'attitude pour émettre,-en réponse à la présence du signal de déclenchement de compensation, un signal de référence d'attitude égal au signal
d'attitude précité, ainsi qu'un signal dgerreur d'atti-
tude d'une valeur de zéro afin d'émettre, en absence
de ce signal de déclenchement de compensation, un si-
gnal d'erreur d'attitude représentant la différence entre le signal de référence d'attitude et le signal d'attitude précité, ainsi que le signal de commande de i li J pilote automatique de pas sous forme d'une fonction du signal de vitesse vraie chaque fois que la vitesse vraie indiquée par ce signal dépasse une vitesse de croisière d'une valeur seuil prédéterminée, ou sous forme d'une fonction de ce signal d'erreur dtattitude chaque fois que la vitesse vraie indiquée par ce signal de vitesse vraie est inférieure à cette vitesse de croisière d'une valeur seuil prédéterminée, de sorte que le signal d'erreur de commande du levier de commande peut être amené à zéro au cours de l'émission du signal de déclenchement de compensation lorsque le signal de commande de pilote automatique de pas est amené à une valeur de zéro, l'égalité étant établie entre le signal de référence de vitesse vraie et le signal de vitesse vraie réelle de telle sorte que le signal d'erreur de vitesse vraie soit, par conséquent, amené à zéro et que le signal de référence d'attitude soit égal au signal d'attitude, amenant ainsi le signal d'erreur d'attitude
à zéro, tandis que le signal de position de compensa-
tion du levier de commande conserve une valeur finie
indiquant la position de compensation en cours du le-
vier de commande.
3. Système de pilote automatique à axe de
pas pour un hélicoptère comportant un levier de com-
mande de pas cyclique longitudinal, caractérisé en ce qu'il comprend: une servocommande de compensation réagissant à des signaux électriques qui y sont appliqués pour
établir la position du levier de commande de pas cycli-
que longitudinal de l'hélicoptère; un élément dtattitude émettant un signal d'attitude indiquant ltangle d'inclinaison réel de l'aéronef;
un élément de vitesse vraie émettant un si-
gnal de vitesse vraie indiquant la vitesse vraie réelle de l'hélicoptère;
un élément de position réagissant à la servo-
commande de compensation pour émettre un signal de posi-
tion de compensation du levier de commande indiquant la position de compensation du levier de commande de pas cyclique longitudinal qui a été établie par cette servocommande de compensation; et un élément de traitement de signaux réagissant à ce signal de vitesse vraie, à ce signal d'attitude et à ce signal de position de compensation du levier de commande pour émettre, en réponse à ce signal de vitesse vraie, un signal de transition de vitesse de croisière chaque fois que la vitesse vraie indiquée par ce signal de vitesse vraie passe d'une vitesse de croisière à valeur seuil prédéterminée à une vitesse inférieure ou vice versa pour émettre, en réponse à la présence de ce signal de transition de vitesse vraie, un signal de référence de vitesse vraie égal à ce signal de vitesse vraie, un signal de référence d'attitude égal à ce signal d'attitude, un signal d'erreur de vitesse vraie d'une valeur de zéro, un signal d'erreur d'attitude d'une valeur de zéro, un signal de commande de pilote automatique de pas d'une valeur de zéro et un signal de synchronisation du levier de commande égal au signal de position de compensation de ce levier pour émettre, en absence de ce signal de transition de vitesse vraie, un signal dterreur de vitesse vraie représentant la différence entre le signal de référence de vitesse vraie et le signal de vitesse vraie, un signal d'erreur d'attitude représentant la différence entre le signal de référence d'attitude et le signal d'attitude, ainsi qu'un signal de commande de pilote automatique de pas sous forme d'une fonction de ce signal d'erreur de vitesse vraie si le signal de vitesse vraie indique une vitesse de croisière> ou sous forme d'une fonction de ce signal d'attitude si le signal de vitesse vraie
indique une vitesse inférieure à la vitesse de croi-
sière, de même que pour émettre un signal de référence de levier de commande sous forme d'une fonction de la
différence entre le signal de commande de pilote auto-
matique de pas et le signal de synchronisation du le-
vier de commande, ainsi qu'un signal d'erreur de com-
mande du levier de commande qui est appliqué à la servo- commande de compensation sous forme d'une fonction de la différence entre le signal de référence du levier de commande et le signal de position de compensation de ce levier, permettant ainsi d'amener, à zéro, le signal d'erreur de commande du levier de commande au cours de
l'émission du signal de transition de vitesse de croi-
sière lorsque le signal de commande de pilote automati-
que de pas est amené à une valeur de zéro, l'égalité étant établie entre le signal de référence de vitesse vraie et le signal de vitesse vraies de sorte que le signal dterreur de vitesse vraie est, par conséquent, amené à zéro et que l'égalité est établie entre le signal de référence d'attitude et le signal d'attitude, amenant ainsi, à zéro, le signal d'erreur dtattitude, tandis que le signal de position de compensation du levier de commande conserve une valeur finie indiquant
la position de compensation en cours du levier de com-
mande, ce qui a pour effet d'atténuer les perturbations transitoires d'attitude résultant des transitions entre les vitesses de croisière et les vitesses inférieures alors que le système i pilote automatique diaxe de pas
est engagé.
4. Système de pilote automatique à maintien de vitesse vraie pour un hélicoptère comportant un levier de commande de pas cyclique longitudinal sur lequel sont disposés un commutateur d'émission de bip vers l'avant et un commutateur d'émission de bip vers l'arrière, caractérisé en ce qu'il comprend: une servocommande de compensation réagissant à des signaux électriques qui y sont appliqués pour
établir la position du levier de commande de pas cycli-
que longitudinal de l'hélicoptère;
un élément de vitesse vraie émettant un si-
gnal de vitesse vraie indiquant la vitesse vraie réelle de l'hélicoptère; un élément d'attitude émettant un signal d'attitude indiquant l'attitude réelle de l'hélicoçfre; un élément émetteur de bip réagissant à ces commutateurs d'émission de bip pour émettre, en réponse
au fonctionnement de l'un ou l'autre de ces commuta-
teurs, un signal + bip dont la polarité dépend du com-
mutateur d'émission de bip actionné;
un élément de position réagissant à la servo-
commande de compensation pour émettre un signal de posi-
tion de compensation du levier de commande indiquant la position de compensation du levier de commande de pas
cyclique longitudinal qui a été établie par la servo-
commande de compensation; et un élément de traitement de signaux réagissant au signal de vitesse vraie, au signal d'attitude, au signal + bip et au signal de position de compensation du levier de commande pour émettre, en réponse à la
présence initiale de ce signal + bip, un signal de ré-
férence de vitesse vraie égal au signal de vitesse
vraies un signal de référence d'attitude égal à ce si-
gnal dtattitude, un signal d'erreur de vitesse vraie d'une valeur de zéro, un signal d'erreur d'attitude d'une valeur de zéro, un signal de commande de pilote automatique de pas d'une valeur de zéro, ainsi qu'un signal de synchronisation du levier de commande égal au signal de position de compensation du levier de commande pour émettre ensuite, en présence de ce signal + bip, le signal de référence de vitesse vraie sous forme d'une fonction de ce signal + bip si ce signal de vitesse vraie indique une vitesse de croisière, ou ce signal de référence d'attitude sous forme dtune fonction de ce signal + bip si ce signal de vitesse vraie indique une vitesse inférieure à la vitesse de croisière, de même que pour émettre, en absence de ce i
2490843
signal + bip, un signal d'erreur de vitesse vraie repré-
sentant la différence entre le signal de référence de vitesse vraie et le signal de vitesse vraie, un signal d'erreur d'attitude représentant la différence entre le signal de référence d'attitude et le signal d'attitude, un signal de commande de pilote automatique de pas sous forme d'une fonction de ce signal d'erreur de vitesse vraie si ce signal de vitesse vraie indique une vitesse de croisière, au sous forme dtune fonction de ce signal d'attitude si ce signal de vitesse vraie indique une vitesse inférieure à la vitesse de croisière, un signal de référence de levier de commande- sous forme d'une fonction de la différence entre le signal de commande
de pilote automatique de pas et le signal de synchro-
nisation du levier de commande, ainsi qutun signal d'erreur de commande du levier de commande appliqué à
la servocommande de compensation sous forme d'une fonc-
tion de la différence entre le signal de référence du
levier de commande et le signal de position de compen-
sation du levier de commande de sorte que ce signal d'erreur de commande du levier de commande peut être amené à zéro au cours de la présence initiale de ce signal + bip lorsque le signal de commande de pilote automatique de pas est amené à zéro, l'égalité étant établie entre le signal de référence de vitesse vraie et le signal de vitesse vraie de telle sorte que ce signal d'erreur de vitesse vraie soit, par conséquent, amené à zéro et que l'égalité soit établie entre le signal de référence d'attitude et le signal d'attitude, ce signal dlerreur d'attitude étant, par conséquent,
amené à zéro, tandis que le signal de position de com-
pensation du levier de commande conserve une valeur finie indiquant la position de compensation en cours du levier de commande, ce qui a pour effet d'atténuer les perturbations transitoires d'attitude résultant de l'émission d'un bip du point de compensation de pilote
automatique d'axe de pas.
5. Système de pilote automatique dtaxe de
pas pour un hélicoptère, caractérisé en ce qu'il com-
prend: un élément de commande de pas comportant un levier de commande de pas cyclique longitudinal et une servocommande de compensation réagissant à des signaux
électriques qui y sont appliqués pour établir la posi-
tion de ce levier de commande;
un élément de vitesse vraie émettant un si-
gnal de vitesse vraie indiquant la vitesse vraie réelle de l'hélicoptère; un élément de prise en charge réagissant à cet élément de commande de pas pour émettre un signal de prise en charge indiquant que le levier de commande
s'est écarté d'une distance à valeur seuil de sa posi-
tion de compensation; et un élément de traitement de signaux réagissant à ce signal de vitesse vraie pour émettre un signal de référence de vitesse vraie indiquant une vitesse vraie que le pilote automatique doit maintenir, ainsi qu'un
signal dIerreur de vitesse vraie représentant la diffé-
rence entre le signal de référence de vitesse vraie et le signal de vitesse vraie pour émettre, en absence de ce signal de prise en charge, un signal d'intégrateur de pilote automatique de pas sous forme d'une fonction de l'intégrale de temps de ce signal d'erreur de vitesse vraie si l'amplitude du signal d'erreur de vitesse vraie est inférieure à une amplitude limite prédéterminée d'erreur de vitesse vraie, ou sous forme dtune fonction de l'intégrale de temps de cette amplitude limite de vitesse vraie si l'amplitude de ce signal d'erreur de vitesse vraie dépasse cette amplitude limite pour émettre, en présence de ce signal de prise en charge, le signal intégral de pilote automatique de pas égal
au signal intégral de pilote automatique de pas exis-
tant au moment de l'apparition du signal de prise en charge, de même que pour émettre un signal de commande
de levier de commande qui est appliqué à la servocomman-
de de compensation sous forme d'.une fonction de ce signal intégral
de pilote automatique de pas.
6. Système de pilote automatique dtaxe de pas suivant la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comprend également: un élément d'attitude émettant un signal diattitude indiquant l'angle d'inclinaison réel d'un aéronef, tandis que l'élément de traitement de signaux réagit à ce signal d'attitude pour émettre un signal de référence
d'attitude indiquant une attitude que le pilote automa-
tique doit maintenir, ainsi qu'un signal d'erreur d'attitude représentant la différence entre ce signal de référence d'attitude et ce signal de vitesse vraie pour émettre, en absence de ce signal de prise en charge et chaque fois que le signal de vitesse vraie indique une vitesse vraie supérieure à une vitesse de croisière à valeur seuil prédéterminée, le signal d'intégrateur de pilote automatique sous forme d'une fonction de ce signal d'erreur de vitesse vraie ou de cette amplitude limite de vitesse vraie, ou encore, chaque fois que ce signal de vitesse vraie indique
une vitesse vraie inférieure à cette vitesse de croi-
sière à valeur seuil prédéterminée, le signal d'inté-
grateur de pilote automatique de pas sous forme d'une fonction de l'intégrale de temps du signal d'erreur d'attitude.
7. Appareil en vue démettre un signal de vitesse vraie d'un aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend: un capteur de vitesse vraie d'un système
statique de Pitot pour émettre un signal brut de vi-
tesse vraie représentant Ilindication fournie par le système statique de Pitot concernant la vitesse vraie de l'aéronef; un accéléromètre longitudinal émettant un signal d'accélération indiquant l'accélération de l'aéronef le long de son axe longitudinal; et un élément de traitement de signaux émettant un signal filtré et intégré de vitesse vraie, un signal
de différence de vitesse vraie représentant la diffé-
rence entre le signal brut de vitesse vraie et le signal filtré de vitesse vraie, un signal proportionnel
de différence de vitesse vraie sous forme d'une fonc-
tion proportionnelle de ce signal de différence de vitesse vraie, un signal intégral de différence de vitesse vraie sous forme d'une fonction intégrale de ce signal de différence de vitesse vraie, un signal d'accélération représentant la sommation de ce signal proportionnel de différence de vitesse vraie, de ce signal intégral de différence de vitesse vraie et de ce signal d'accélération, de même que le signal filtré de vitesse vraie sous forme de l'intégrale du signal d'accélération.
FR8115434A 1980-08-08 1981-08-10 Systeme d'acquisition et de retention de la vitesse vraie et de l'attitude d'un helicoptere Granted FR2490843A1 (fr)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/176,832 US4382283A (en) 1980-08-08 1980-08-08 Helicopter attitude and airspeed acquisition and retention system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2490843A1 true FR2490843A1 (fr) 1982-03-26
FR2490843B1 FR2490843B1 (fr) 1984-12-21

Family

ID=22646030

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR8115434A Granted FR2490843A1 (fr) 1980-08-08 1981-08-10 Systeme d'acquisition et de retention de la vitesse vraie et de l'attitude d'un helicoptere
FR8202398A Granted FR2497955A1 (fr) 1980-08-08 1982-02-15 Systeme de mesure de la vitesse vraie d'un aeronef

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR8202398A Granted FR2497955A1 (fr) 1980-08-08 1982-02-15 Systeme de mesure de la vitesse vraie d'un aeronef

Country Status (10)

Country Link
US (1) US4382283A (fr)
JP (2) JPS57104496A (fr)
AU (1) AU539602B2 (fr)
CA (1) CA1166720A (fr)
CH (1) CH654536A5 (fr)
DE (1) DE3129547C2 (fr)
ES (1) ES504441A0 (fr)
FR (2) FR2490843A1 (fr)
GB (1) GB2081474B (fr)
IT (1) IT1137837B (fr)

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4477876A (en) * 1981-03-30 1984-10-16 United Technologies Corporation Dual response aircraft reference synchronization
US4387432A (en) * 1981-03-30 1983-06-07 United Technologies Corporation Pulsed aircraft actuator
US4385355A (en) * 1981-03-30 1983-05-24 United Technologies Corporation Automatic outer loop centering of aircraft inner loop
US4460964A (en) * 1981-08-31 1984-07-17 Sperry Corporation Multiaxis hardover protection apparatus for automatic flight control systems
US4481586A (en) * 1982-03-09 1984-11-06 Sperry Corporation Adaptive washout circuit for use in a stability augmentation system
US4740899A (en) * 1982-07-01 1988-04-26 Rockwell International Corporation Use of headwind and airspeed to achieve a transition to a hover in a helicopter or vtol aircraft
US4628455A (en) * 1983-05-06 1986-12-09 Sperry Corporation Cross axis torque limiter for helicopter autopilot
US4580223A (en) * 1983-11-07 1986-04-01 United Technologies Corporation Incorporation of pitch bias actuator function into an existing AFCS
US4645141A (en) * 1984-05-23 1987-02-24 Rockwell International Corporation Automatic flight control system
US4763285A (en) * 1985-10-04 1988-08-09 Semco Instruments, Inc. Helicopter low-g monitor, recorder and warning system
US5214596A (en) * 1986-06-14 1993-05-25 Duetsche Forchungs- Und Versuchsanstalt Fur Luft- Und Raumfahrt E.V. System for determining the airspeed of helicopters
FR2613078B1 (fr) * 1987-03-26 1990-12-28 Crouzet Sa Dispositif de mesure de la vitesse air d'un helicoptere
US5213283A (en) * 1991-08-28 1993-05-25 United Technologies Corporation Low speed turn coordination for rotary wing aircraft
US5238203A (en) * 1991-08-28 1993-08-24 United Technologies Corporation High speed turn coordination for rotary wing aircraft
DE69217229T2 (de) * 1991-08-28 1997-06-12 United Technologies Corp., Hartford, Conn. System zur vertikalen steuerung für drehflügelflugzeug
US5178307A (en) * 1991-08-28 1993-01-12 United Technologies Corporation High speed yaw control system for rotary wing aircraft
US5222691A (en) * 1991-08-28 1993-06-29 United Technologies Corporation Automatic turn coordination trim control for rotary wing aircraft
US5310136A (en) * 1992-05-19 1994-05-10 United Technologies Corporation Helicopter integrated fire and flight control having constraint limiting control
US5589749A (en) * 1994-08-31 1996-12-31 Honeywell Inc. Closed loop control system and method using back EMF estimator
US5596499A (en) * 1995-02-21 1997-01-21 The Boeing Company Control law mode switching between rate command and attitude command control systems
US7031811B2 (en) * 2003-05-30 2006-04-18 The Boeing Company Fuel efficient airspeed trim
US7108232B2 (en) * 2004-02-05 2006-09-19 Hoh Roger H Helicopter force-feel and stability augmentation system with parallel servo-actuator
US7970501B2 (en) * 2005-03-08 2011-06-28 Honeywell International Inc. Methods and systems utilizing true airspeed to improve vertical velocity accuracy
US7433765B2 (en) * 2005-05-03 2008-10-07 Sikorsky Aircraft Corporation Fly by wire static longitudinal stability compensator system
US9162752B2 (en) 2011-07-15 2015-10-20 Bell Helicopter Textron Inc. Flight control laws for automatic hover hold
WO2016037035A1 (fr) * 2014-09-04 2016-03-10 Sikorsky Aircraft Corporation Système d'estimation de la vitesse aérodynamique
WO2016178738A1 (fr) 2015-05-05 2016-11-10 Sikorsky Aircraft Corporation Commande de priorité de maintien de position
DE102015118030B4 (de) * 2015-10-22 2017-11-16 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Autopilot für atmosphärische Fluggeräte sowie Fluggerät und Verfahren zur Geschwindigkeitsregelung hierzu
US10101749B1 (en) * 2017-03-21 2018-10-16 Bell Helicopter Textron Inc. Combined airspeed and inertial data for rotorcraft longitudinal control
US10816971B2 (en) * 2018-02-12 2020-10-27 Textron Innovations Inc. Autopilot recoupling for rotorcraft

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4005835A (en) * 1974-11-22 1977-02-01 The Boeing Company Automatic flight control means for rotary wing aircraft having attitude-air speed control
FR2340589A1 (fr) * 1976-02-03 1977-09-02 United Technologies Corp Procede et appareil pour le controle automatique du cap

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5031870A (fr) * 1973-07-20 1975-03-28
US4129275A (en) * 1974-11-22 1978-12-12 The Boeing Company Automatic flight control apparatus for aircraft
US4003532A (en) * 1976-03-15 1977-01-18 United Technologies Corporation Heading hold logic
US4079905A (en) * 1977-02-07 1978-03-21 Safe Flight Instrument Corporation System for providing an indication of wind shear
US4095271A (en) * 1977-04-20 1978-06-13 Sundstrand Data Control, Inc. Aircraft pitch attitude signal generator
US4168045A (en) * 1978-02-28 1979-09-18 United Technologies Corporation Speed and collective pitch bias of helicopter longitudinal cyclic pitch
US4213584A (en) * 1978-10-04 1980-07-22 United Technologies Corporation Helicopter hover stability and cruise gust effect alleviation
US4206891A (en) * 1978-10-26 1980-06-10 United Technologies Corporation Helicopter pedal feel force proportional to side slip
US4300200A (en) * 1978-12-01 1981-11-10 Westland Aircraft Limited Helicopter airspeed indicating system

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4005835A (en) * 1974-11-22 1977-02-01 The Boeing Company Automatic flight control means for rotary wing aircraft having attitude-air speed control
FR2340589A1 (fr) * 1976-02-03 1977-09-02 United Technologies Corp Procede et appareil pour le controle automatique du cap

Also Published As

Publication number Publication date
DE3129547A1 (de) 1982-05-19
JPS57104496A (en) 1982-06-29
IT8123426A0 (it) 1981-08-07
JPH0415160B2 (fr) 1992-03-17
DE3129547C2 (de) 1994-03-03
FR2497955B1 (fr) 1985-03-22
GB2081474B (en) 1984-10-10
GB2081474A (en) 1982-02-17
US4382283A (en) 1983-05-03
IT1137837B (it) 1986-09-10
FR2497955A1 (fr) 1982-07-16
AU539602B2 (en) 1984-10-04
JPH0769338B2 (ja) 1995-07-26
FR2490843B1 (fr) 1984-12-21
ES8203757A1 (es) 1982-05-01
JPH03143800A (ja) 1991-06-19
CA1166720A (fr) 1984-05-01
AU7346981A (en) 1982-02-11
CH654536A5 (de) 1986-02-28
ES504441A0 (es) 1982-05-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR2490843A1 (fr) Systeme d'acquisition et de retention de la vitesse vraie et de l'attitude d'un helicoptere
FR2988618A1 (fr) Estimateur d'altitude pour drone a voilure tournante a rotors multiples
FR2479133A1 (fr) Systeme de commande de vol d'aeronef a compensation automatique et a levier de commande de force a plusieurs axes
EP0484202B1 (fr) Système pour l'alignement de la centrale inertielle d'un véhicule porté sur celle d'un véhicule porteur
EP3159053A1 (fr) Dispositif de pilotage d'un drone apte a maintenir des commandes de pilotage et procede de commande associe
FR2472223A1 (fr) Appareil asservi de mise en action a fonctions multiples pour aeronef
WO2013144508A1 (fr) Procede de pilotage d'un drone a voilure tournante a rotors multiples avec estimation et compensation du vent lateral et du biais des accelerometres.
FR2505043A1 (fr) Dispositif d'avertissement de la proximite du sol a commutation de mode sur base temporelle
WO2007093697A2 (fr) Procede et systeme d'aide au pilotage d'un aeronef
FR2520863A1 (fr) Dispositif d'avertissement de la proximite du sol pour un aeronef
EP1517211A1 (fr) Procédé et dispositif d'évitement de terrain pour un aéronef
FR2657073A1 (fr) Appareil et procede pour guider une bande mobile.
FR2632755A1 (fr) Systeme d'aide au deplacement de mobiles en formation groupee
EP3869155B1 (fr) Procédé de détermination de la position et de l orientation d'un véhicule
CH355358A (fr) Appareil de commande de vol pour un engin aérien
FR2615616A1 (fr) Procede et dispositif pour determiner le passage a l'apogee
EP0718734B1 (fr) Système de manche cyclique à gradient d'effort pour hélicoptère
FR2801967A1 (fr) Indicateur de variable pour aeronef
FR2859782A1 (fr) Systemes d'armes
EP1406141B1 (fr) Procédé et dispositif pour commander automatiquement la poussée d'un moteur d'un aéronef
FR2761338A1 (fr) Procede de pilotage d'un engin spatial avec perfectionnement du systeme de pointage et engin spatial ainsi pilote
EP0718733A1 (fr) Système de palonnier à gradient d'effort pour hélicoptère
FR2897957A1 (fr) Dispositif pour determiner une trajectoire de vol d'un aeronef suiveur lors d'un vol en patrouille, ainsi qu'un systeme d'aide a un vol en patrouille comportant un tel dispositif.
FR2725063A1 (fr) Systeme pour l'elaboration a bord d'un aeronef d'un signal d'information, alerte ou alarme en cas d'anomalie pendant le decollage
CA2407166C (fr) Procede et dispositif pour afficher un vecteur vitesse d'un aeronef

Legal Events

Date Code Title Description
ST Notification of lapse