WO1994013532A1 - Procede de pilotage d'un aeronef pour ameliorer un etat de microgravite et systeme correspondant - Google Patents

Procede de pilotage d'un aeronef pour ameliorer un etat de microgravite et systeme correspondant Download PDF

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Flavien Mercier
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    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • Y10S117/00—Single-crystal, oriented-crystal, and epitaxy growth processes; non-coating apparatus therefor
    • Y10S117/901—Levitation, reduced gravity, microgravity, space

Definitions

  • the subject of the present invention is a method of piloting an aircraft to improve a state of microgravity and a corresponding system.
  • Figure 1 schematically shows such a path z (t). From a level flight, the aircraft is accelerated. Then an input resource is imposed on it. The lift is then canceled and the thrust reduced to compensate for the drag. The aircraft then describes a portion of ellipse in any theory which can be assimilated to a parabola. At the end of the parable, the aircraft undergoes an exit resource. To avoid any contact between the equipment where the micro-gravity experiments are to be carried out and the aircraft cabin, it is known to drop the equipment in the cabin at the start of the parabolic phase to then allow it to evolve in flight free ("free-floating" in English terminology).
  • a first solution is obtained by filming the equipment and displaying the equipment image in the cockpit. The pilot is therefore able to correct the trajectory of his aircraft at any time as a function of the instantaneous position of the equipment.
  • the object of the present invention is precisely to remedy these drawbacks. To this end, it proposes a method of piloting an aircraft which makes it possible to carry out free flight sequences of at least 10 seconds and to achieve much better levels of micro-gravity, of the order of 10 -4 at 10 ⁇ 6 g.
  • the present invention therefore relates to a method of piloting an aircraft to improve a state of microgravity, method in which: - the aircraft is given a trajectory substantially ballistic,
  • the trajectory of the aircraft is corrected as a function of this information, this method being characterized by the fact that the information that is produced is the vertical component of the anticipated relative position of the equipment, the time d anticipation being determined and adjustable.
  • the vertical composition of the anticipated relative position of the equipment can be calculated from the conditions for dropping this equipment and from the flight parameters of the aircraft.
  • second information which is the longitudinal component of the anticipated relative position of the equipment.
  • the present invention is not limited to manual piloting of an aircraft. It can also apply in the case of automatic piloting.
  • the calculated information which according to the invention consists of the vertical component of the anticipated position, is compared with a set value and the difference between the calculated information and the set constitutes an error signal, which is used to automatically correct the aircraft control.
  • the present invention also relates to a control system which implements the method which has just been defined. This system includes:
  • aircraft applies to any type of aircraft capable of moving in the air, in particular to any type of aircraft.
  • FIG. 1 already described, represents the trajectory of an aircraft making it possible to artificially create a state of microgravity
  • FIG. 2 schematically defines a reference with respect to the aircraft
  • - Figure 3 shows means of implementing the method of the invention.
  • - Figure 4 is a flowchart for calculating the information to be transmitted.
  • FIG. 2 schematically shows, on part a., The walls 2 and 4 of the aircraft, a platform M assumed to be circular and an accelerometric plate A, integral with the wall 4.
  • Part b_ shows the longitudinal reference axis X, which is the plane's axis, which axis makes an angle ⁇ with the horizon H.
  • the angle ⁇ is the plane's plane.
  • FIG. 3 illustrates a system making it possible to implement the method of the invention. It firstly comprises a mechanical release system, referenced 10 which is constituted by a plate 12 sup ⁇ carrying a platform M, two crossed and articulated arms 14 allowing the initial position of the platform M to be adjusted and an ejection device allowing both to give it an initial speed and a control unit 16.
  • a mechanical release system referenced 10 which is constituted by a plate 12 sup ⁇ carrying a platform M, two crossed and articulated arms 14 allowing the initial position of the platform M to be adjusted and an ejection device allowing both to give it an initial speed and a control unit 16.
  • the system shown also includes an accelerometric stage A (there may be several).
  • the system represented also comprises a mixed acquisition unit UAM connected to various sensors 22 (gyroscopic, gyrometric blocks, etc.) and to the accelerometric stage A. It also includes a computer 30, with a processing unit 32, a screen 34 and a keyboard 36.
  • the processing unit 32 receives a message from the mixed acquisition unit UAM.
  • This processing unit 32 includes an information acquisition card from the UAM: information relating to the aircraft and its piloting characteristics, as well as a digital-to-analog conversion card which delivers the information calculated in analog form as well as a digital control card for the dropping system.
  • the computer can be connected to a printer 40.
  • a selector 42 has two inputs connected respectively to the mixed acquisition unit UAM from which it directly receives an acceleration signal Z and to the processing unit 32 d ' where it receives either the acceleration Z again or the anticipated information I.
  • This selector ⁇ has an output which conveys either the acceleration Z or the information I.
  • This device which displays information I (or Z).
  • This device is preferably analog and may include light-emitting diodes and two cursors C + , C ⁇ .
  • the information I or the acceleration at Z (since it is the same indicator) then appears as a strip whose height indicates the value. Any other display device can be envisaged.
  • simulation means or digital display means are not excluded.
  • This algorithm makes it possible to obtain the trajectory of the platform on the plane. But one could imagine others.
  • the advance information sent to the pilot is Zav (t + ⁇ t).
  • the initial conditions are AMg (to) and (d (AM) / dt) 0 (t 0 ).
  • AM av (tQ ) initial relative position to the platform, and
  • Figure 4 is a flowchart for calculating the information Z av (t + ⁇ t) according to the process which has just been described.
  • the system with means for compensating for the initial speed of rotation of the platform.
  • the pilot can be given other information so that he can give the plane a trajectory capable of bringing the platform back to a given position, in a damped manner.

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Abstract

Au lieu d'envoyer au pilote une information liée à la position instantanée de l'équipement en vol libre (M), on lui envoie une information relative à la position anticipée de cet équipement. Application aux études en microgravité.

Description

PPOCEDE DE PILOTAGE D'UN AERONEF POUR AMELIORER UN
ETAT DE MICROGRAVITE ET SYSTEME CORRESPON ANT. Domaine technique
La présente invention a pour objet un procédé de pilotage d'un aéronef pour améliorer un état de microgravité et un système correspondant.
Ses applications sont celles de la microgravité : science des matériaux, sciences de la vie, tests de matériels destinés à l'astronautique, etc..
Etat de la technique antérieure
On sait que l'on peut créer artificiel¬ lement un très faible niveau de pesanteur à l'intérieur d'un aéronef en plaçant cet aéronef sur une trajectoire de chute libre, autrement dit en effectuant un vol balistique.
La figure 1 montre schématiquement une telle trajectoire z(t). A partir d'un vol en palier, l'aéronef est accéléré. Puis on lui impose une res- source d'entrée. La portance est ensuite annulée et la poussée réduite pour compenser la trainée. L'aéronef décrit alors une portion d'ellipse en toute théorie qui pourra être assimilée à une parabole. En fin de parabole, l'aéronef subit une ressource de sortie. Pour éviter tout contact entre l'équipement où doivent être réalisées les expériences de micro¬ gravité et la carlingue de l'aéronef, il est connu de larguer 1'équipement dans la carlingue au début de la phase parabolique pour le laisser ensuite évoluer en vol libre ("free-floating" en terminologie anglo- saxonne) .
Pour adapter la trajectoire de l'aéronef, on envoie au pilote une information lui permettant de corriger le vol de telle sorte que l'équipement reste en vol libre. Une première solution est obtenue en filmant l'équipement et en affichant dans le poste de pilotage l'image de l'équipement. Le pilote est donc en mesure de corriger à tout moment la trajectoire de son appareil en fonction de la position instantanée de l'équipement.
Avec cette méthode, le niveau de micro¬ gravité atteint dans ces vols ne tombe guère en dessous de 10~ g, ce qui est souvent très insuffisant. De plus, cette méthode est instable du fait du temps de réponse de l'aéronef.
Exposé de l'invention
La présente invention a justement pour but de remédier à ces inconvénients. A cette fin, elle propose un procédé de pilotage d'un aéronef qui permet de réaliser des séquences de vol libre d'au moins 10 secondes et d'atteindre des niveaux de micro¬ gravité bien meilleurs, de l'ordre de 10-4 à 10~6 g.
Ces buts sont atteints grâce à l'invention par un choix particulier de l'information envoyée au pilote aux fins de correction de la trajectoire. Cette information est la composante verticale de la position relative de l'équipement, composante non plus instantanée mais anticipée. Cette anticipation, qui, dans la pratique est de l'ordre de quelques se¬ condes, permet au pilote d'anticiper sur la correction de la trajectoire. De cette manière, on s'affranchit du temps de réponse de l'aéronef et on évite certaines instabilités de pilotage.
De façon précise, la présente invention a donc pour objet un procédé de pilotage d'un aéronef pour améliorer un état de microgravité, procédé dans lequel : - on donne à l'aéronef une trajectoire sensiblement balistique,
- on largue dans l'aéronef un équipement destiné à être mis en état de micro¬ gravité, - on élabore une information à partir de la position occupée par cet équipement relativement à l'aéronef,
- on corrige la trajectoire de l'aéronef en fonction de cette information, ce procédé étant caractérisé par le fait que l'informa¬ tion que l'on élabore est la composante verticale de la position relative anticipée de l'équipement, le temps d'anticipation étant déterminé et réglable.
Par ailleurs, on peut calculer la compo- santé verticale de la position relative anticipée de l'équipement à partir des conditions de largage de cet équipement et des paramètres de vol de l'aé¬ ronef.
De manière avantageuse, on peut en outre élaborer une deuxième information, qui est la compo¬ sante longitudinale de la position relative anticipée de l'équipement.
On peut également élaborer une troisième information, qui est la composante transversale de la position relative anticipée de l'équipement.
La présente invention n'est pas limitée au pilotage manuel d'un aéronef. Elle peut s'appliquer également au cas d'un pilotage automatique. Dans ce cas, l'information calculée, qui consiste selon l'invention en la composante verticale de la position anticipée, est comparée à une valeur de consigne et la différence entre l'information calculée et la consigne constitue un signal d'erreur, qui sert à corriger automatiquement la commande de l'aéronef. La présente invention a également pour objet un système de pilotage qui met en oeuvre le procédé qui vient d'être défini. Ce système comprend :
- des moyens pour larguer dans l'aéronef un équipement destiné à être mis en état de microgravité,
- des moyens pour élaborer une information à partir de la position occupée par cet équipement relativement à l'aéronef et pour afficher cette information dans le poste de pilotage, ce système étant caractérisé par le fait que les moyens pour élaborer l'information sont aptes à calculer la composante verticale de la position relative anti- cipée de l'équipement, le temps d'anticipation étant déterminé et réglable.
Dans les définitions qui précèdent, le terme "aéronef" s'applique à tout type d'appareils capables de se déplacer dans les airs, notamment à tout type d'avions.
Dans la suite de la description, et pour simplifier, on supposera que cet aéronef est un avion et que l'épuipement largué dans la carlingue est une plate-forme.
Brève description des dessins
- la figure 1, déjà décrite, représente la trajectoire d'un aéronef permettant de créer artificiellement un état de microgravité,
- la figure 2 définit schématiquement un repère par rapport à l'avion,
- la figure 3 montre des moyens de mise en oeuvre du procédé de l'invention. - la figure 4 est un organigramme de calcul de l'information à transmettre.
Exposé détaillé d'un mode de réalisation La figure 2 montre schématiquement, sur la partie a., les parois 2 et 4 de l'avion, une plate-forme M supposée circulaire et une platine accélérométrique A, solidaire de la paroi 4.
La partie b_ montre l'axe de référence longitudinal X, qui est l'axe de l'avion, lequel axe fait un angle θ avec l'horizon H. L'angle θ est l'as¬ siette de l'avion.
La figure 3 illustre un système permettant de mettre en oeuvre le procédé de l'invention. Il comprend tout d'abord un système mécanique de largage, référencé 10 qui est constitué par un plateau 12 sup¬ portant une plate-forme M, deux bras croisés et arti¬ culés 14 permettant de régler la position initiale de la plate-forme M et un dispositif d'éjection permet¬ tant de lui donner une vitesse initiale et un boîtier de commande 16.
Le système représenté comprend également une platine accélérométrique A (il peut y en avoir plusieurs).
Le système représenté comprend encore une unité d'acquisition mixte UAM reliée à divers capteurs 22 (blocs gyroscopiques, gyrométriques, etc..) et à la platine accélérométrique A. Il comprend encore un ordinateur 30, avec une unité de traitement 32, un écran 34 et un clavier 36. L'unité de traitement 32 reçoit un message de l'unité d'acquisition mixte UAM. Cette unité de traitement 32 comprend une carte d'acquisition des informations provenant de l'UAM : informations relatives à l'avion et à ses caractéristiques de pilotage, ainsi qu'une carte de conversion numérique-analogique qui délivre l'information calculée sous forme analogique ainsi qu'une carte numérique de commande du système de largage. Par ailleurs, l'ordinateur peut être relié à une imprimante 40.
En option, et à titre de sécurité, un sélecteur 42 possède deux entrées reliées respecti¬ vement à l'unité d'acquisition mixte UAM d'où il reçoit directement un signal d'accélération Z et à l'unité de traitement 32 d'où il reçoit soit de nouveau l'ac¬ célération Z soit l'information anticipée I. Ce sélec¬ teur 42 possède une sortie qui véhicule soit l'accélé¬ ration Z, soit l'information I. Enfin, le système comprend un dispositif
50 qui affiche l'information I (ou Z). Ce dispositif est de préférence analogique et peut comporter des diodes luminescentes et deux curseurs C+, C~. L'infor¬ mation I ou l'accélération en Z (puisqu'il s'agit du même indicateur) apparaît alors comme une bande dont la hauteur indique la valeur. Tout autre dispo¬ sitif de visualisation peut être envisagé.
Tout autre moyen d'affichage entre naturel¬ lement dans le cadre de l'invention. En particulier, des moyens de simulation ou des moyens d'affichage numérique ne sont pas exclus.
L'homme du métier saura calculer la posi¬ tion anticipée de la plate-forme M, soit à partir de mesures de positions, soit à partir de calculs. A titre purement explicatif, on va maintenant décrire comment l'unité de traitement 32 peut déterminer l'information anticipée. Les conventions utilisées sont les suivantes : - l'indice "0" affecte une grandeur comptée par rapport à un repère terrestre, - l'indice "av" affecte une grandeur comptée par rapport à un repère lié à l'avion.
Lorsque la plate-forme M est en vol libre, on peut écrire : % o {M ) =q .
De plus, on a : )$ o(A)=g+nog, avec
Figure imgf000009_0001
où P( θ) est la matrice de passage du repère avion au repère terrestre, fonction de θ, est l'assiette de l'avion acquise en temps réel, nav est le facteur de charge donné par la platine accélérométrique A acquis en temps réel. D'où : 1^ Q i JΛ ) - ^ Q { ) =- Q . g , c'est-à-dire
Figure imgf000009_0002
Soient X, Y, Z les coordonnées de AM et nx, ny, nz les coordonnées de n. On a par conséquent le système suivant : x"θ(t)= -nxû(t).g,
Y"0(t)= -ny0(t).g,
Z"0(t)= -nz0(t).g.
En supposant que nXQ et zg restent cons- tants pendant un pas de temps dt, on peut écrire :
X0(t+dt)=XQ(t)+X' o(t) .dt+l/2X"0 (t) .dt2 puis
X'0(t+dt)=X'o(t)+X"0(t).dt,
Y0(t+dt)=Y0 (t)+Y' o (t) .dt+l/2Y"o( ) .dt2 puis
Y'0(t+dt)=Y'0(t)+Y"o(t).dt, z0(t+dt)=Zo(t)+Z'o(t).dt+l/2Z"0(t).dt2 puis
Z ' o(t+dt)=Z ' o ( +dt)+Z"0(t) .dt.
On peut écrire alors :
AMav(t+dt)=P-1( θ (t+dt).AMQ(t+dt), avec : θ (t+dt)= θ(t)+ 0' (t) .dt, où θ ' est .la vitesse de rotation de l'avion acquise en temps réel.
Cet algorithme permet d'obtenir ainsi la trajectoire de la plate-forme dans l'avion. Mais on pourrait en imaginer d'autres.
En supposant maintenant que nxQ, nvg et nzo restent constants pendant un temps Δ t , on peut écrire :
X0(t+ Δt)=X0(t) + X'0(t). <dt+l/2X"0(t).,Λt2, Y0(t+Δt)=ï0(t) + Y'o(t).A t+l/2Y"o(t).-Δ t2, Z0(t+_Δt)=Z0(t) + Z'0(t).Δ t+l/2Z"0(g).Δ t2. On écrit alors : AMav(t+ Δt)=P_1( θ (t+ Δt) ).AM0(t+4t) avec 0(t+ t) = 0(t) + 0*(t).Δt.
On obtient ainsi la position relative anticipée de la plate-forme. Là encore, d'autres algo- rithmes sont possibles.
L'information anticipée envoyée au pilote est Zav(t+ Δ t ) .
Les conditions initiales sont AMg(to) et (d(AM)/dt)0(t0). On peut écrire :
Figure imgf000010_0001
) .AMav(t(). avec AMav(tQ) : position relative initiale à la plate-forme, et
(d(AM)/dt)0(t0)=V0(M) (t0)-V0(A) (t0) = Vrel0(M)(t0) + J Q(t0) AAM0 (t0 ) , où Vrel0(M) (t0)=P( 6 (t0) ).Vrelav(M) (t0) avec
Vrelav(M) (to) : vitesse d'éjection de la plate-forme, et ) 0(t0)=(0, θ < (t0), 0).
La figure 4, enfin, est un organigramme de calcul de l'information Zav(t+Δt) selon le proces¬ sus qui vient d'être décrit.
La signification des différents blocs est la suivante : 60 : entrée des paramètres (clavier),
62 : acquisition des paramètres (UAM), 64 : calcul de la matrice de passage, 66 : calcul des conditions initiales/repère terrestre, 68 : calcul des positions réelles et anti¬ cipées/repère terrestre, 70 : calcul de la position anticipée/repère avion et de l'information, 72 : transmission de l'information, visualisation des paramètres, enregistrement des paramètres, 74 : stockage des paramètres.
La phase A précède le vol parabolique, la phase B correspond au vol parabolique, la phase C suit le vol parabolique.
Dans la description qui précède, les diver¬ ses informations sont véhiculées de manière tradition- nelle par des signaux électriques circulant dans des conducteurs. On ne sortirait pas du cadre de l'inven¬ tion en utilisant des moyens de transmission de données sans fil (moyens hertziens, par infrarouge, etc...), notamment entre la plate-forme et l'unité de traite- ment. En équipant ainsi la plate-forme il est possible de connaître son accélération. On obtient ainsi une meilleure précision de la trajectoire.
On peut également déterminer le facteur de charge nav avec anticipation (quelques secondes) en fonction de la commande de profondeur, compte tenu du temps de réponse de l'aéronef.
On peut encore, selon l'invention, munir le système de moyens de compensation de la vitesse de rotation initiale de la plate-forme. On peut enfin donner au pilote une autre information pour qu'il puisse donner à l'avion une trajectoire apte à ramener la plate-forme à une posi¬ tion donnée, de manière amortie.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de pilotage d'un aéronef pour améliorer un état de microgravité, procédé dans lequel :
- on donne à l'aéronef une trajectoire sensiblement balistique,
- on largue dans l'aéronef un équipement destiné à être mis en état de micro- gravité,
- on élabore une information à partir de la position occupée par cet équipement relativement à l'aéronef,
- on corrige la trajectoire de l'aéronef en fonction de cette information, ce procédé étant caractérisé par le fait que l'informa¬ tion que l'on élabore est la composante verticale (Zav(+Δt)) de la position relative anticipée de l'équipement (M), le temps d'anticipation ( Δt) étant déterminé et réglable.
2. Procédé selon la revendication 1, carac¬ térisé par le fait que l'on calcule la composante verticale de la position relative anticipée de l'équi- pement à partir des conditions de largage de cet équi¬ pement et des paramètres de vol de l'aéronef.
3. Procédé selon la revendication 1, carac¬ térisé par le fait qu'on élabore en outre une deuxième information qui est la composante longitudinale de la position relative anticipée de l'équipement.
4. Procédé selon la revendication 1, carac¬ térisé par le fait qu'on élabore en outre une troisième information qui est la composante transversale de la position relative anticipée de l'équipement.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications l à 4, caractérisé par le fait que la correction de la trajectoire de l'aéronef est effectuée par le pilote de l'aéronef.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé par le fait que la correction de la trajectoire de l'aéronef s'effectue automatiquement.
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé par le fait que le temps d'anticipation "(Δt) est de quelques secondes.
8. Système de pilotage pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une quelconque des revendica¬ tions 1 à 6, comprenant : - des moyens (10) pour larguer dans l'aéro¬ nef un équipement (M) destiné à être mis en état de microgravité, - des moyens pour élaborer une information à partir de la position occupée par cet équipement (M) relativement à l'aéro¬ nef et pour afficher cette information dans le poste de pilotage, ce système étant caractérisé par le fait que les moyens (30, UAM) pour élaborer l'information sont aptes à calculer la composante verticale (Zav(t+Δ ) ) de la position relative anticipée de l'équipement (M), le temps d'anticipation (Δt) étant déterminé et réglable.
9. Système selon la revendication 8, carac- térisé par le fait que lesdits moyens pour élaborer l'information comprennent au moins une platine accélérométrique (A), une unité d'acquisition mixte (UAM) reliée à divers capteurs (22) et à la platine accélérométrique (A), un ordinateur (30) comprenant une unité de traitement (32) reliée à l'unité d'acquisition mixte (UAM), un organe d'affichage (50) relié à l'unité de traitement (32).
PCT/FR1993/001199 1992-12-08 1993-12-06 Procede de pilotage d'un aeronef pour ameliorer un etat de microgravite et systeme correspondant Ceased WO1994013532A1 (fr)

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