FR3053460A1

FR3053460A1 - Procede et systeme d'assistance pour la detection d'une degradation de la performance des avions

Info

Publication number: FR3053460A1
Application number: FR1755957A
Authority: FR
Inventors: Christoph Deiler; Nicolas Fezans
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2016-06-29
Filing date: 2017-06-28
Publication date: 2018-01-05
Anticipated expiration: 2037-06-28
Also published as: US20190193866A1; EP3479181B1; EP3479181A1; DE102016111902B4; CA3029467A1; DE102016111902A1; WO2018002148A1; US11401044B2; ES2919573T3; FR3053460B1

Abstract

La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour détecter une détérioration de la performance avion d'un avion en vol. On commence par calculer les données d'état de vol actuel de l'avion en vol. On calcule sur cette base une valeur caractéristique de performance avion. On calcule également sur cette base, au moyen d'un modèle de performance avion, une valeur nominale pour une caractéristique de référence de performance avion. En comparant les deux valeurs caractéristiques, on conclut sur la présence d'une détérioration de la performance avion.

Description

Titulaire(s) : DEUTSCHES ZENTRUM FUR LUFTUND RAUMFAHRT E.V..

Demande(s) d’extension

Mandataire(s) : PONTET ALLANO & ASSOCIES.

PROCEDE ET SYSTEME D'ASSISTANCE POUR LA DETECTION D'UNE DEGRADATION DE LA PERFORMANCE DES AVIONS.

FR 3 053 460 - A1

Procédé et système d’assistance pour détecter une dégradation de la performance des avions

La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour détecter une détérioration -ou dégradation- de la performance avion, notamment un givrage d’avion, d’un avion en situation de vol.

Les avions présentent des surfaces aérodynamiques parcourues par de l’air s’écoulant à une certaine vitesse et produisant ainsi une force de portance permettant à l’avion de voler au sein des masses d’air atmosphériques. De telles surfaces aérodynamiques peuvent toutefois être sujettes au givrage en fonction des conditions de vol, faisant alors qu’une couche de glace (totale ou partielle) se forme sur la surface d’écoulement extérieure parcourue par les masses d’air environnantes. La couche de glace change les propriétés aérodynamiques de la surface aérodynamique et peut ainsi avoir des répercussions néfastes sur l’ensemble de l’état de vol. Même le givrage de la carlingue ou d’autres surfaces qui ne sont pas principalement nécessaires pour engendrer une force de portance peut toutefois aussi avoir des répercussions néfastes sur les propriétés de vol de l’avion, ce qui justement peut vite provoquer des situations critiques en phase de décollage et d’atterrissage.

Détecter des variations dans la performance avion, notamment des détériorations de la performance avion de façon générale et spécifiquement un givrage pendant le vol n’est en l’occurrence pas simple. Une vérification manuelle des surfaces aérodynamiques à la recherche par exemple de givrage est impossible en vol étant donné que l’accès du personnel de bord aux surfaces aérodynamiques est exclu pendant le vol. D’autres systèmes reposant sur une détection par voie de capteurs d’un éventuel givrage se sont avérés jusqu’ici très complexes et peu fiables sur le plan technique, ce qui entraîne un fort taux de fausses alertes et ainsi une prise en compte limitée par les pilotes.

Le document US 6 253 126 B1 expose un procédé et un dispositif de surveillance de vol. Une série supplémentaire de sondes de pression d’air est disposée sur

-2l’avion, notamment sur les ailes de l’avion, pour en déduire à partir d’une surveillance la plus infaillible possible la courbe de pression des profils d’aile à l’aide des principaux paramètres de vol. Ces capteurs sont censés permettre en outre de détecter un état de givrage.

Il est toutefois désavantageux ici qu’aucun concept global ne soit prévu, de sorte que par exemple un givrage par exemple entre les capteurs ne soit pas décelé ou qu’un simple givrage partiel sur d’un des capteurs soit détecté comme un givrage. Dans le premier cas, un givrage n’est pas décelé, ce qui peut avoir de façon générale des répercussions néfastes sur les propriétés de vol et accroît ainsi le risque d’accident. Dans le deuxième cas, un givrage est certes détecté, mais dans certaines circonstances le pilote prend des contre-mesures alors que le givrage ne porte pas atteinte, en termes de sécurité, aux performances de vol. Dans un tel cas, les contre-mesures prises, par exemple un changement de trajectoire de vol, entraîneraient une augmentation des coûts et un allongement des temps de vol, alors que cela n’était pas nécessaire. En outre, le procédé proposé dans le document US 6 253 126 B1 est très complexe à développer, installer et entretenir. Un tel dispositif serait en outre très lourd (appareils, alimentation en courant, communication de données à l’ordinateur devant réaliser l’analyse complexe), tout ceci allant très vraisemblablement induire une consommation accrue de carburant.

Le document US 8 692 361 B2 présente un procédé de surveillance de la qualité d’écoulement sur des surfaces aérodynamiques d’avions, la propriété principale de l’écoulement surveillé étant la laminarité. A cet effet, la surface aérodynamique est chauffée, de façon à induire une transition précoce de l’écoulement laminaire en un écoulement turbulent. Les données de traînée enregistrées en cas d’écoulement laminaire et turbulent permettent de détecter un encrassement de la surface aérodynamique.

Il est désavantageux ici de devoir utiliser tant un système de chauffage complexe qu’un système de détection complexe pour pouvoir détecter les influences néfastes correspondantes sur la surface aérodynamique. Un givrage ou un encrassement des surfaces aérodynamiques dégradant la propriété de l’avion ne peut pas être détecté ainsi de façon sûre étant donné que ce procédé ne permet

-3qu’une mesure de la qualité aérodynamique de la surface utilisable entre un état « parfaitement propre » et un état « légèrement sali » et/ou « légèrement givré ». En cas de détérioration supplémentaire de la qualité aérodynamique de la surface, aucune différence ne peut plus être détectée par le procédé décrit dans le document US 8 692 361 B2. La détérioration qui pourrait être dans certaines circonstances critique pour la sécurité (par exemple en cas de fort givrage), se situe au-delà de la plage dans laquelle le procédé décrit peut être utilisé.

Un objectif de la présente invention est ainsi de développer un procédé amélioré et un dispositif amélioré de détection d’une détérioration de la performance avion, notamment d’un givrage d’avion relatif aux surfaces aérodynamiques d’un avion en vol, sans recourir à des capteurs non prévus pour le transport aérien standard et sans avoir besoin de dispositifs techniques supplémentaires destinés à influencer les propriétés d’écoulement.

L’objectif est atteint selon la présente invention avec un procédé pour détecter une détérioration de la performance avion d’un avion en situation de vol, procédé dans lequel on met à disposition pour le type d’avion concerné un modèle numérique de performance avion de l’avion en situation de vol, ce modèle représentant la performance avion nominale de l’avion dans l’état de vol non dégradé, avec les étapes suivantes :

a) calcul d’un état de vol actuel de l’avion en situation de vol, l’état de vol actuel étant obtenu à partir d’un certain nombre de valeurs de paramètres d’état de vol influençant ou caractérisant la performance avion de l’avion, ces paramètres étant déterminés au moins en partie à l’aide de capteurs prévus sur l’avion ;

b) calcul d’une valeur actuelle pour une caractéristique de performance avion à partir d’un ou plusieurs paramètres d’état de vol de l’état de vol actuellement calculé, au moyen d’une unité d’analyse électronique ;

c) calcul d’une valeur nominale pour une caractéristique de référence de performance avion à partir du modèle de performance avion mis à disposition, en fonction d’un ou plusieurs paramètres d’état de vol de l’état de vol actuellement calculé, au moyen de l’unité d’analyse électronique ; et

-4d) détection d’une détérioration de la performance avion de l’avion en vol en fonction d’une comparaison entre la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion et la valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion, lorsque l’écart dépasse une valeur limite prédéfinie, au moyen de l’unité d’analyse électronique.

De préférence, on détecte un givrage d’avion en fonction de la détection d’une détérioration de la performance avion.

L’objectif est en outre atteint avec un système d’assistance pour détecter une détérioration de la performance avion d’un avion en vol, le système d’assistance étant réalisé pour la mise en œuvre du procédé pour détecter la détérioration de la performance avion selon l’une des particularités précédentes ou suivantes.

L’invention propose un procédé pour détecter une détérioration de la performance avion d’un avion en vol, dans lequel on met d’abord à disposition pour le type d’avion concerné un modèle numérique de performance avion de l’avion en situation de vol, représentant la performance avion nominale de l’avion dans l’état de vol non dégradé.

On appelle performance avion une sous-discipline de la mécanique de vol prenant en compte tous les aspects de la capacité d’un avion à exécuter une manœuvre de vol demandée. La performance avion d’un avion comprend des informations sur par exemple la vitesse maximale pouvant être atteinte, la vitesse minimale à laquelle l’avion reste pilotable, la vitesse de croisière optimale (consommation minimale de carburant par unité de temps et distance parcourue, capacité d’ascension maximale ainsi que vitesse de chute maximale, autonomie, durée de vol maximale, etc.) ainsi que toutes les relations entre les grandeurs et variables impliquées pendant un état de vol stationnaire ou quasi stationnaire, ce qui ne se limite pas nécessairement à une trajectoire en ligne droite horizontale stationnaire. La performance avion d’un avion est déterminée pour l’essentiel par ses propriétés aérodynamiques d’une part et la poussée (disponible) des moteurs d’autre part et représente en règle générale une combinaison de ces deux composantes.

-5La performance avion nominale désigne en l’occurrence les capacités et propriétés correspondantes de l’avion pour exécuter la manœuvre de vol dans l’état non dégradé. On peut ainsi déduire par exemple de modèles de performance avion à quelle vitesse un avion va voler lorsque les autres paramètres décrivant l’état de vol, par exemple l’altitude barométrique, la poussée du moteur, la masse ainsi que les propriétés aérodynamiques de l’avion sont connues. Le concept de performance avion ne doit en l’occurrence pas être comparé en soi à la définition physique d’une puissance (énergie par unité de temps), mais traite au sens le plus large de la capacité d’un avion à exécuter la manœuvre de vol, dans des conditions prédéfinies de l’état de vol. (N.d.T : cette phrase concerne surtout la langue allemande qui utilise le même mot pour « performance » et « puissance »).

On utilise des modèles de performance avion sous différentes formes et représentations dans le transport aérien ainsi que dans la phase de conception d’un avion. Les pilotes utilisent par exemple des modèles de performance avion pour déterminer la quantité de carburant nécessaire pour un vol, par exemple par application directe d’un modèle numérique de performance avion ou au moyen d’une représentation adaptée d’informations qui en sont extraites (par exemple sous la forme de tableaux, nomogrammes ou diagrammes).

Au sens le plus large, on peut ainsi déduire à partir d’un modèle de performance avion, en connaissant plusieurs paramètres d’un état de vol, si une manœuvre de vol peut ou non être exécutée dans ces conditions. On peut également déduire et/ou extraire en fonction du modèle de performance avion des données de l’état de vol non connues ou non encore connues dans l’état actuel de vol.

Un tel modèle de performance avion peut en l’occurrence se baser sur un calcul numérique permettant de calculer, sur la base des paramètres connus de l’état de vol, la grandeur inconnue à extraire du modèle de performance avion. On peut également envisager une forme de tableau, par exemple des tables de conversion.

-6Selon la présente invention, un tel modèle de performance avion est mis à disposition sous forme numérique pour le type d’avion concerné de l’avion en situation de vol, ce modèle permettant d’en déduire la performance avion nominale de l’avion dans l’état de vol non dégradé et/ou sans givre.

L’état de vol actuel de l’avion en situation de vol est calculé pendant le vol, l’état de vol actuel étant déterminé à partir d’un certain nombre de valeurs ayant une influence sur la performance avion de l’avion ou contenant des paramètres d’état de vol caractérisants. Au sens de la présente invention, l’état de vol actuel est un n-uplet formé de la pluralité de paramètres d’état de vol différents définissant en fin de compte dans leur globalité l’état de vol actuel. De tels paramètres d’état de vol peuvent par exemple être l’altitude, la vitesse par rapport à l’air environnant, la masse ainsi que des paramètres dérivés de ceux-ci. Les paramètres d’état de vol utilisés peuvent par exemple être des paramètres pouvant être déterminés par voie de capteurs, par exemple l’altitude barométrique ou la vitesse de vol par rapport à l’air environnant. Il peut toutefois également s’agir de paramètres saisis manuellement par le pilote, par exemple la masse totale estimée de l’avion. En outre, les paramètres d’état de vol peuvent également être d’autres paramètres dérivés des paramètres d’état de vol, par exemple des grandeurs caractéristiques de la portance ou des grandeurs caractéristiques du coefficient de traînée.

Les paramètres d’état de vol détectés par voie de capteurs sont en l’occurrence exclusivement les paramètres détectés et pouvant être détectés à l’aide de capteurs se trouvant à bord. Comme on le montrera encore plus loin, aucun capteur additionnel n’est nécessaire en plus de ceux généralement prévus dans le modèle standard du type d’avion concerné.

On calcule maintenant, à partir des valeurs d’un ou plusieurs paramètres d’état de vol de l’état de vol actuel, à l’aide d’une unité d’analyse électronique pendant le vol, une valeur actuelle d’une caractéristique de performance avion représentant, par rapport à l’état de vol actuel de l’avion en situation de vol, une évaluation de la performance avion au moment actuel. Comme on le montrera encore plus loin, une telle valeur actuelle de la caractéristique de performance avion peut par exemple être l’énergie totale E et/ou la variation de l’énergie totale É sur une

-7période de temps donnée. On peut toutefois également envisager d’autres caractéristiques permettant de déduire la performance avion par rapport à l’état de vol actuel et indiquant notamment une variation de la performance avion par rapport à la détérioration ou au givrage.

En outre, on calcule également une valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion à partir du modèle de performance avion mis à disposition en fonction des valeurs d’un ou plusieurs paramètres d’état de vol de l’état de vol actuellement calculé au moyen de l’unité d’analyse électronique, la valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion représentant, par rapport à la détérioration ou plus spécifiquement au givrage de l’avion, l’état de vol idéal non dégradé. La valeur de la caractéristique de référence de performance avion peut en l’occurrence également être l’énergie totale nominale E_Ref et/ou sa variation Ê_Ref et est de préférence propre à pouvoir être corrélée à la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion et/ou comparée quantitativement à celle-ci.

La valeur actuelle de la caractéristique de performance avion est ensuite comparée à la valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion, une détérioration de la performance avion de l’avion en vol étant détectée lorsque la comparaison indique entre la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion et la valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion un écart supérieur à une valeur limite et/ou une valeur seuil prédéfinies.

Ceci permet de détecter pendant le vol de l’avion, exclusivement sur la base des valeurs de capteur fournies par les capteurs standard, une détérioration, notamment critique pour la sécurité, de la performance avion sans devoir recourir à des systèmes supplémentaires spécifiques faillibles et sans avoir de manœuvre de vol spécifique à exécuter à cette fin.

On dit qu’une détérioration est critique pour la sécurité lorsqu’elle a des effets notables significatifs sur l’avion. Par exemple, à partir d’un taux de détérioration déterminé on ne peut plus atteindre la vitesse d’ascension maximale nominale de

-8l’avion, de sorte que dans certaines circonstances un écart rapide ou une relance rapide n’est plus possible. Une détérioration peut également être considérée comme extrêmement critique pour la sécurité lorsqu’un décollement de l’écoulement intervient déjà dans des conditions de vol dans lesquelles, normalement l’avion devrait pouvoir voler sans restriction.

Une forme spécifique de détérioration de la performance avion représente en l’occurrence la détérioration de la performance avion provoquée par un givrage. Les inventeurs ont découvert à ce sujet qu’une observation de la performance avion, ramenée à une valeur caractéristique, pendant le vol et la détection d’un écart entre la performance avion actuelle et une performance avion nominale, également ramenée à une valeur caractéristique, permettent de déceler de façon sûre un givrage, notamment un givrage critique pour la sécurité. La raison est que la traînée de l’avion augmente avec le givrage des surfaces aérodynamiques de l’avion ou d’autres surfaces d’écoulement, ce qui se manifeste en fin de compte par une modification de la performance avion et ainsi par une modification de la valeur caractéristique de performance avion. A ce sujet on a également découvert qu’une telle valeur caractéristique est également déjà révélatrice en cas d’augmentations réduites de la traînée, pour alerter avant même un givrage critique pour la sécurité.

A ce sujet, il est significatif d’avoir découvert que la variation de la performance avion d’un type d’avion parmi l’ensemble de la flotte aérienne se situe toujours en dessous de l’écart de performance avion provoqué par un givrage d’un avion, de sorte que l’observation de la performance avion actuelle par rapport à une performance avion nominale du type d’avion concerné permet de réaliser une détection sûre du givrage, malgré une variation inhérente de la performance avion d’un avion à l’autre de la flotte aérienne. On a également découvert que chaque détérioration de la performance avion critique pour la sécurité est toujours plus grande que la variation de la performance avion inhérente à l’ensemble de la flotte aérienne. Ceci permet de distinguer une détérioration de la performance avion critique pour la sécurité, de la variation naturelle de la performance avion parmi l’ensemble de la flotte aérienne.

-9Les grandeurs moteur caractéristiques qui ont, en tant que paramètres d’état de vol, un effet non négligeable sur la performance avion actuelle, peuvent conduire à une variation de la performance avion par rapport à un référencement de la performance avion dans l’état non dégradé, par exemple ce qui a trait au vieillissement des moteurs, à la propreté des moteurs et aux intervalles d’entretien. En l’occurrence, on a découvert que de telles variations de la performance avion se rapportant à des variations de la puissance moteur, notamment de la puissance de poussée moteur, se situent également en dessous de la variation de la performance avion provoquée par une détérioration, de sorte qu’une détérioration peut être détectée de façon sûre, même indépendamment des fluctuations de puissance moteur à prévoir en fonctionnement.

Le procédé selon l’invention peut en outre être adapté de façon correspondante à chaque type d’avion d’une flotte aérienne, dans sa globalité ou individuellement, à chaque avion individuel, en faisant en sorte que le modèle de performance avion mis à disposition représente la performance avion nominale de l’avion d’au moins chaque type d’avion de la flotte aérienne ou individuellement de chaque avion dans l’état de vol non dégradé.

Les causes d’une détérioration de la performance avion peuvent être entre autres un givrage de l’avion, un encrassement d’au moins une partie du fuselage de l’avion, un encrassement moteur (par exemple par du sable, des cendres volcaniques, des dépôts sur les pales du moteur), une abrasion à l’intérieur du ou des moteurs et/ou du fuselage de l’avion, des endommagements sur le fuselage de l’avion et/ou le(s) moteur(s) par exemple provoqués par des collisions avec des objets (grêle, oiseaux, avions, véhicules, bâtiments, projectiles) ainsi que d’autres objets perturbants, par exemple des parachutes ouverts en cas de délestage, la présence d’un équipement externe (non pris en compte à titre nominal).

Avantageusement, on détermine au titre des paramètres d’état de vol la vitesse de vol actuelle, l’altitude actuelle, la masse totale actuelle de l’avion ainsi qu’une variation dans le temps de ces paramètres d’état de vol, c’est-à-dire une variation dans le temps de la vitesse de vol actuelle, une variation dans le temps de l’altitude de vol actuelle ainsi qu’une variation dans le temps de la masse totale de

-10l’avion. De plus, on peut déterminer, au titre des paramètres d’état de vol, une grandeur moteur caractéristique pour déterminer la puissance moteur ou la poussée moteur, un facteur de charge dans au moins l’axe Z (axe vertical), un facteur de charge en direction des deux axes restants (axe longitudinal, axe transversal), une grandeur caractéristique de la portance actuelle de l’avion, la pression atmosphérique actuelle, ainsi qu’une configuration actuelle de l’avion.

Pour éviter les erreurs de détection dues aux conditions atmosphériques, il est avantageux de partir d’un état quasi stationnaire de l’atmosphère. Cela signifie que l’on utilise d’abord une approche appropriée, par exemple le filtre de Kalman bien connu dans la science et technique, pour déterminer le vent actuel dans un référentiel terrestre. Les informations qui en résultent sont ainsi disponibles pour être exploitées dans le cadre de la détermination de la performance avion. A ce sujet on a découvert que la variation dans le temps de la vitesse de vol actuelle peut se diviser en deux parties essentielles, à savoir d’une part une composante résultant de la variation de la vitesse de trajectoire en cas de vol à travers un champ de vent constant et d’autre part une composante découlant d’un changement de vent venant impacter l’avion. Cette dernière découle par exemple du fait que le champ de vent change localement ou dans le temps, ce qui a une influence sur la vitesse d’écoulement. Les inventeurs ont trouvé que seule la première composante de la variation de vitesse est corrélée à la performance avion et donc pertinente pour améliorer la détection.

Dans un mode de réalisation avantageux, la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion est en outre déterminée en prenant en compte un changement de vent rencontré par l’avion.

De préférence, une composante de vent d’une variation dans le temps de la vitesse de l’avion par rapport à l’air est calculée en tenant compte du changement de vent rencontré, d’après la formule suivante :

V ,

TAS,V_k

W, _ou„ „ + V. V + w, w „ k,g a,g k,g a,g_k,g a,g

TAS

-11 où û_ktg,v_k!g,w_{k g} sont les trois composantes du vecteur d’accélération de trajectoire (dérivée dans le temps des vitesses de trajectoires) dans le référentiel terrestre, ^ua!g^^va,g’^wa,g ^sor|t '^es ^ois composantes du vecteur de la vitesse de vol actuelle par rapport à l’air, V_Tas est la vitesse de l’avion par rapport à l’air et V , est la

TAS ,V_t variation de la vitesse de vol actuelle en raison d’une variation de la vitesse de trajectoire et la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion est donnée sous la forme d’une variation de l’énergie totale pendant un intervalle de temps prédéfini et calculée d’après la formule suivante :

V² “ Ί

TAS + /W· g- H + m- g- H.

où V_TAS =V , .

TAS,V_k

Ces paramètres d’état de vol pouvant être calculés à l’aide de capteurs standard se trouvant à bord d’un avion permettent de déceler de façon sûre un givrage d’un avion en vol. En l’occurrence, la vitesse de vol actuelle ainsi que l’altitude actuelle (altitude barométrique) et la pression atmosphérique sont calculées à l’aide de capteurs toujours présents de façon standard, notamment pour les engins de ligne et/ou les avions de ligne. Il n’est pas nécessaire d’installer de capteurs supplémentaires pour la détection de givrage. Une variation dans le temps de la vitesse de vol actuelle ainsi qu’une variation dans le temps de l’altitude de vol actuelle peuvent être déduites, de façon correspondante, à partir des valeurs provenant des capteurs sur un intervalle de temps prédéfini. La masse totale actuelle de l’avion peut par exemple être calculée de façon suffisamment précise à partir de la saisie du pilote avant le décollage ainsi que de la consommation de carburant pendant le vol. La masse totale actuelle est en outre évaluée pendant le vol en fonction du type d’avion, par le biais de systèmes avioniques embarqués. Une variation de la masse totale de l’avion provoquée par la consommation continue de carburant pendant le vol peut directement découler de la consommation de carburant (capteurs dans les conduites d’amenée de carburant). Les grandeurs moteur caractéristiques sont fournies par le système électronique embarqué d’un avion pour déterminer la puissance de chaque moteur pendant le

-12vol, et sont donc également accessibles en continu. Il en va de même pour les facteurs de charge dont les valeurs résultent du système de navigation inertiel de l’avion. La détermination de la grandeur de portance peut en l’occurrence être déduite par calcul à partir des valeurs de mesure et grandeurs de mesure correspondantes.

On entend par configuration de l’avion du sens de la présente invention la configuration actuelle de l’avion en ce qui concerne les configurations influant sur l’aérodynamique, par exemple l’état des trains d’atterrissage sortis, la position des volets d’atterrissage ou becs de sécurité ou autres éléments auxiliaires de portance. En effet, un changement dans la configuration de l’avion pendant le vol, par exemple pendant l’atterrissage, où les éléments auxiliaires hypersustentateurs sont sortis en continu, modifie la traînée aérodynamique de l’avion, ce qui a une influence directe sur la performance avion. Pour éviter des erreurs de détection, il est donc avantageux de connaître la configuration actuelle de l’avion pour calculer la performance avion nominale, étant donné que la performance avion nominale dépend de la configuration respective de l’avion. On entend notamment également par configuration de l’avion au sens de la présente invention la présence d’appareils optionnels ayant une influence significative sur la performance avion, ainsi que le cas échéant l’état dans lequel ils se trouvent. Ces appareils peuvent par exemple être des instruments de mesure, des dispositifs de ravitaillement en vol (Refueling Pods en anglais, placés sous les surfaces portantes) et leur état actuel peut avoir une influence (par exemple la position (ouverte ou fermée) d’une rampe de chargement ou si un tuyau flexible de remplissage de carburant en vol est rentré ou sorti).

Dans un mode de réalisation avantageux, la grandeur caractéristique de portance actuelle de l’avion est calculée en tant que paramètre d’état de vol, suivant la formule:

A = {n_zy g-m

-13A représente la grandeur caractéristique de portance, (n_z)^a un facteur de charge dans l’axe de portance de l’avion, g l’accélération gravitationnelle et m la masse totale de l’avion.

Le facteur de charge (n_z)^a dans l’axe de portance de l’avion peut en l’occurrence être calculé suivant la formule:

(«zX ^Ξ -(«xX · sin(a) + (n_zy cos(a) où (n_x)^f est le facteur de charge dans l’axe longitudinal de l’avion, (n_z)^f est le facteur de charge dans l’axe vertical de l’avion et a l’angle d’attaque (angle d’attaque dans le plan de symétrie de l’avion entre la direction d’écoulement et l’axe longitudinal de l’avion).

Avantageusement, la grandeur moteur caractéristique est donnée par rapport à tous les moteurs de l’avion, par exemple sous la forme d’une grandeur moteur caractéristique totale ou d’une grandeur moteur caractéristique équivalente à elle. En cas d’avions à plusieurs moteurs, une grandeur moteur caractéristique moyenne peut par exemple être calculée à partir de toutes les grandeurs moteur caractéristiques de tous les moteurs.

Dans un autre mode de réalisation avantageux, on calcule pour la grandeur moteur caractéristique servant à déterminer la puissance moteur en tant que paramètre d’état de vol, la vitesse de rotation de l’arbre basse pression d’au moins un moteur de l’avion, avantageusement de tous les moteurs (par exemple sous la forme d’une grandeur caractéristique moyenne). La vitesse de rotation de l’arbre basse pression d’un moteur est en l’occurrence particulièrement bien adaptée comme grandeur moteur caractéristique étant donné qu’elle est très bien corrélée à la puissance du moteur, notamment à la poussée du moteur. En effet, le calcul de la puissance du moteur et/ou de la poussée du moteur pendant le vol n’est possible que de façon approximative à l’aide d’un procédé complexe. A ce sujet, les inventeurs ont découvert qu’on peut également déduire approximativement la puissance moteur ayant une influence sur la performance avion à l’aide de la vitesse de rotation de l’arbre basse pression en tant que grandeur moteur

-14caractéristique, ce qui est suffisant pour détecter une variation significative de la performance avion et/ou d’un état de givrage. Des procédés de calcul complexes et sources d’erreur ainsi que nécessitant une grande puissance de calcul ne sont en principe pas nécessaires pour déterminer la puissance moteur pour le présent procédé.

Cela présente l’avantage décisif que le présent procédé de reconnaissance d’un givrage peut être réalisé à l’aide des installations informatiques se trouvant à bord, étant donné qu’aucune capacité de calcul démesurée n’est nécessaire et que les calculs peuvent également être effectués avec les systèmes avioniques se trouvant à bord.

Quelques paramètres entrant en ligne de compte pour le procédé vont être cités par la suite à titre d’exemple. Pour l’altitude en tant que paramètre d’état du vol, on prend en compte par exemple l’altitude barométrique (avec adoption totale ou partielle des hypothèses de l’atmosphère standard ISA), l’altitude géométrique, l’altitude géopotentielle, l’altitude ellipsoïdale ou l’altitude orthométrique. Les paramètres d’état de vol à prendre également en compte sont la densité de l’air, la température ainsi que la pression de l’air. Pour la poussée en tant que paramètres d’état de vol, entrent par exemple en ligne de compte: la poussée (thrust en anglais), PLA (l’angle de la manette des gaz, Power Lever Angle en anglais), EPR (le rapport de pression moteur, Engine Pressure Ratio en anglais), Ni (la vitesse de la soufflante, Fan Speed en anglais, le régime du compresseur basse pression, Low Pressure Core Speed en anglais), N₂ (le régime du compresseur basse pression, Low Pressure Core Speed en anglais, le régime du compresseur haute pression, High Pressure Core Speed en anglais), N₃ (le régime du compresseur haute pression, High Pressure Core Speed en anglais), le couple (possiblement normalisé, Torque en anglais), N_P (la vitesse de rotation de l’hélice, Propeller Speed en anglais), Nh (la vitesse de rotation de la turbine haute pression, High pressure turbine rotational speed en anglais), N_L (la vitesse de rotation de la turbine basse pression, Low pressure turbine rotational speed en anglais), FF (le débit de carburant, Fuel flow en anglais), TT (la température de turbine, Turbine Température en anglais), EGT (la température des gaz d’échappement, Exhaust Gas Température en anglais), la température de l’huile, la pression de l’huile, le

-15pas de l’hélice (Propeller Pitch en anglais), les charges de l’hélice (Propeller Loads en anglais), les charges de la soufflante (Fan Loads en anglais), les charges de la transmission (Gear Loads en anglais). Pour la vitesse, en tant que paramètre d’état de vol entrent en ligne compte: VIAS (vitesse air indiquée, Indicated Airspeed en anglais), VCAS (la vitesse air conventionnelle, Calibrated Airspeed en anglais), VTAS (la vitesse air vraie, True Airspeed en anglais), VEAS (la vitesse air équivalente, Equivalent Airspeed en anglais), Ma (le nombre de Mach), Fr (le nombre de Froude), Re (le nombre de Reynolds). Pour la portance totale en tant que paramètre d’état de vol, entrent en ligne de compte: la portance (c’est-à-dire dans le référentiel aérodynamique), la force Z (dans le référentiel véhicule), le facteur de charge, la distribution de pression sur l’envergure de l’engin.

Comme déjà évoqué, il est tout particulièrement avantageux que la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion soit une variation de l’énergie totale pendant un intervalle de temps prédéfini. La variation de l’énergie totale peut en l’occurrence être déterminée à partir de la vitesse de vol actuelle par rapport à l’air (VrAs-True-Air-Speed), de l’altitude de vol barométrique actuelle ainsi que de la masse totale de l’avion, et de leurs variations respectives dans le temps. La valeur caractéristique de performance avion et la représentation qui y est associée de la performance avion actuelle peuvent ainsi être calculées avec des moyens très simples sans perdre de vue la précision du procédé de détection.

La valeur actuelle de la caractéristique de performance avion peut ainsi être calculée sous la forme de la variation de l’énergie totale selon :

Êges ~ (g H m) + (g H · m) + (Vtas V_TAS m) + (~4-iii) où Êges est la variation de l’énergie totale pendant l’intervalle de temps prédéfini, H représente l’altitude de vol actuelle, H la variation dans le temps des altitudes de vol pendant l’intervalle de temps prédéfini, Vtas est la vitesse de vol actuelle par rapport à l’air environnant, V_TAS est la variation dans le temps de la vitesse de vol

-16par rapport à l’air environnant pendant le présent intervalle de temps, m est la masse totale actuelle de l’avion et rh la variation dans le temps de la masse totale de l’avion pendant l’intervalle de temps prédéfini ainsi que g l’accélération gravitationnelle. Étant donné que la variation dans le temps de l’accélération gravitationnelle g est en règle générale très petite et que sa pertinence lors de la variation dans le temps de l’énergie totale est très réduite, on peut utiliser la forme approximative précédemment représentée. On peut ainsi, par exemple, prendre le débit massique de carburant généralement défini positivement, allant du réservoir d’avion aux moteurs comme une variation négative de la masse -rh.

Il importe de redire ici que les valeurs caractéristiques de performance avion peuvent être calculées comme la variation de l’énergie totale, sans capteurs supplémentaires, étant donné que les valeurs des paramètres d’état de vol indiqués nécessaires au calcul de la variation de l’énergie totale sont calculées et fournies en continu par les systèmes avioniques de l’avion et/ou se déduisent des valeurs calculées de différents paramètres d’état de vol.

Dans un mode de réalisation avantageux, la valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion est également donnée sous la forme d’une variation de l’énergie totale, de sorte que la valeur nominale de la caractéristique de référence de performance soit une variation de l’énergie totale nominale pendant un intervalle de temps prédéfini. Le modèle de performance avion est en l’occurrence réalisé de telle sorte que, sur la base de l’état de vol actuel et des valeurs correspondantes des paramètres d’état de vol, on puisse déduire la variation nominale de l’énergie totale pour l’état de vol actuel.

Le fait que le modèle de performance avion permette de déduire la variation nominale de l’énergie totale pour l’état de vol actuel et de calculer en outre l’énergie totale en tant que valeur actuelle de la caractéristique de performance avion permet de comparer entre elles les deux valeurs caractéristiques et de déterminer les écarts correspondants.

-17Dans un mode de réalisation avantageux à ce sujet, on calcule un coefficient de traînée différentielle en fonction de la variation actuelle de l’énergie totale servant de valeur actuelle de la caractéristique de performance avion et de la variation nominale de l’énergie totale servant de valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion, selon la formule :

où Éges est la variation actuelle de l’énergie totale, Ë_ref la variation nominale de l’énergie totale, V_Tas le vitesse de l’avion par rapport à l’air, q la pression atmosphérique et S la surface d’ailes de l’avion. Une détérioration de la performance avion est détectée lorsque le coefficient de traînée différentielle est supérieur à la valeur limite. Cette valeur caractéristique sous la forme d’un coefficient de traînée différentielle s’obtient en tant que différence entre la performance avion actuelle et la performance avion de référence, sachant qu’en cas de dépassement d’une valeur limite prédéfinie par rapport au coefficient de traînée différentielle, on peut supposer par exemple la présence d’un givrage d’avion, ce qui permet de réaliser une détection de givrage d’avion.

La conversion en coefficient sans dimension AC_W est particulièrement avantageuse étant donné qu’il s’agit d’un critère très simple (par exemple valeur seuil à 30% C_Wo) utilisable indépendamment de l’état de vol et de l’état de l’avion ainsi qu’indépendamment de l’avion lui-même. La gradation nécessaire entre des avions très petits et très grands ou entre des états de vols lents à rapides est déjà prise en compte dans les termes utilisés pour le calcul de AC_W.

Pour atteindre également à ce niveau une certaine robustesse par rapport aux influences extérieures, on a trouvé qu’un filtrage de la grandeur caractéristique calculée est avantageux, pour pouvoir compenser les effets hautement dynamiques et non stationnaires provenant par exemple des turbulences lors du vol qui pourraient fausser temporairement la valeur actuelle de la grandeur caractéristique de performance avion calculée.

-18Dans un autre mode de réalisation avantageux, on calcule également des valeurs de paramètres d’état de vol permettant de calculer un état de vol dérapé. En fonction de ces valeurs calculées de paramètres d’état de vol permettant de calculer un état de vol dérapé, on calcule une valeur de compensation de la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion, de sorte que la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion soit corrigée de la valeur de compensation. La comparaison est en outre effectuée en fonction de la valeur de compensation. Ceci permet de soustraire de la variation de l’énergie totale l’état de vol dérapé pouvant fausser le calcul de la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion de façon à réduire et/ou éviter le risque d’erreurs de détection en cas de vol dérapé.

La valeur de compensation peut en l’occurrence être une valeur de compensation de traînée se calculant à l’aide de la formule suivante :

n{, · m · g · sin β . =-^---où ACw.komp est la valeur de compensation de traînée, n_y ^f représente un facteur de charge latérale fixe par rapport à l’avion, m la masse totale de l’avion, g l’accélération gravitationnelle, β l’angle de dérapage, q la pression atmosphérique et S la surface de référence de l’avion. L’angle de dérapage peut être estimé (sur la base d’autres données et informations), mesuré et/ou calculé.

Dans un autre mode de réalisation avantageux, on met à disposition un modèle de performance avion réduit sous la forme d’un tableau multidimensionnel, chaque paramètre d’état de vol pertinent pour le modèle de performance avion étant représenté par une dimension du tableau. Chaque dimension du tableau comporte en l’occurrence pour le paramètre d’état de vol respectif une pluralité de valeurs particulières représentant les valeurs prédéfinies du paramètre d’état de vol respectif de cette dimension du tableau. Pour chaque combinaison de valeurs particulières composée de valeurs des différents paramètres d’état de vol correspondant aux dimensions du tableau, on peut tirer au moins une valeur

-19nominale de la caractéristique de référence de performance avion mémorisée dans cette position de tableau définie par la combinaison de valeurs particulières.

Il s’est en l’occurrence avéré avantageux que la vitesse de vol par rapport à l’air environnant, une grandeur caractéristique de portance de la portance de l’avion, une grandeur moteur caractéristique relative à la puissance moteur, l’altitude de vol ainsi que le cas échéant une configuration de l’avion servant de paramètre d’état de vol forment chacune une dimension du tableau, de sorte que l’on puisse calculer à l’aide de valeurs concrètes de ces paramètres d’état de vol la valeur de la caractéristique de référence de performance avion, par exemple sous la forme d’une variation nominale de l’énergie totale.

L’avantage de cette présentation du modèle de performance avion sous forme de tableau est qu’on peut déterminer sans volume de calcul significatif (nombre limité et constant d’opérations de calcul) la valeur caractéristique de référence de performance avion souhaitée à partir du modèle de performance avion, de sorte que l’ensemble de la détection d’un givrage d’avion puisse être effectué en continu pendant le vol, en temps réel. Le pilote peut ainsi être immédiatement averti d’un givrage. Il n’est pas nécessaire de simuler un modèle dynamique entier, nécessitant une grande puissance de calcul, impossible à mettre à disposition des petits objets volants sans pilote.

L’objectif est par ailleurs également atteint selon l’invention à l’aide du système d’assistance pour mettre en oeuvre le procédé susmentionné. Le système d’assistance est conçu pour détecter un givrage d’avion en fonction d’une détérioration de la performance avion décelée. Le système d’assistance comporte notamment une unité d’analyse électronique servant à exécuter les calculs de la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion et de la valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion ainsi que la détection du givrage par comparaison des deux valeurs caractéristiques. Le système d’assistance comporte en outre une mémoire de données ou est relié à elle de façon communicante, le modèle de performance avion numérique étant mémorisé dans la mémoire de données.

-20L’objectif est également atteint avec un avion avec un système d’assistance selon l’une des particularités précédentes ou suivantes.

La présente invention est expliquée à titre d’exemple à l’aide des figures jointes, dans lesquelles :

la figure 1 est une représentation schématique d’un système d’assistance ; la figure 2 est une représentation simplifiée d’un modèle de performance avion sous forme de tableau.

La figure 1 illustre schématiquement le système d’assistance 10 pouvant prendre par exemple la forme d’une installation informatique à l’intérieur des systèmes avioniques d’un avion. Il est également envisageable de prévoir le système d’assistance 10 à l’extérieur de l’avion, une liaison communicante devant alors être prévue entre le système d’assistance d’une part et l’avion d’autre part pour transmettre au système d’assistance 10 les données nécessaires au calcul et à la détection de l’état de vol et pour pouvoir renvoyer à l’avion une possible détection de givrage. On peut également envisager une utilisation comme analyse postvol (Post-Flight en anglais).

Dans les modes de réalisation ci-après, on sous-entend que le système d’assistance 10 fait partie d’un avion.

Le système d’assistance 10 est relié, via une interface 11, au bus de données 12 des systèmes avioniques de l’avion pour permettre de déterminer les paramètres d’état de vol nécessaires à la détection. Le système d’assistance 10 est indirectement relié aux capteurs installés de façon standard dans l’avion via ce bus de données 12 et peut ainsi capter et collecter par le bus de données 12 via l’interface 11 les paramètres d’état de vol nécessaires à la détection, mesurés pendant le vol à l’aide des capteurs.

Le système d’assistance 10 comporte également une mémoire de données numérique 13 dans laquelle le modèle de performance avion 14 est mémorisé sous la forme d’un tableau multidimensionnel. Le tableau multidimensionnel

-21 présente l’avantage que la valeur de la caractéristique de référence de performance avion est calculable sans volume de calcul particulier, étant donné qu’elle résulte directement du tableau en fonction des valeurs concrètes des paramètres d’état de vol de l’état de vol. Il est en outre possible d’effectuer une interpolation entre les valeurs caractéristiques de référence de performance avion lorsque les valeurs des paramètres d’état de vol de l’état de vol ne représentent pas directement les valeurs particulières correspondantes.

Comme le montre la figure 2, une telle représentation tabellaire du modèle de performance avion numérique est composée par exemple de cinq dimensions, respectivement une dimension étant prévue pour la vitesse de vol, une dimension pour une grandeur caractéristique de portance, une grandeur moteur caractéristique, l’altitude de vol, ainsi qu’une configuration globale de l’avion.

De retour à la figure 1, le système d’assistance 10 comporte également une unité d’analyse électronique 15 conçue pour détecter un état de givrage. L’unité d’analyse 15 comporte à cette fin un module de référence 16 conçu pour calculer et/ou déterminer une valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion. Dans l’exemple de réalisation de la figure 1, la valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion est la variation de l’énergie totale Ê_ref également mémorisée dans le tableau, dans le modèle de performance avion selon la figure 2.

Le module de référence 16 est en l’occurrence relié à la mémoire de données numérique 13 dans laquelle le modèle de performance avion 14 est mémorisé, pour permettre d’interroger le tableau 14 qui y est mémorisé. Le module de référence 16 est également relié, sur le plan signalétique, au bus de données 12 via l’interface 11, pour pouvoir calculer les paramètres d’état de vol, ainsi que leurs valeurs actuelles nécessaires au calcul et à la détermination de la variation de l’énergie totale É_ref.

Dans l’exemple de réalisation de la figure 1, le module de référence 16 a besoin au moins de la vitesse de vol actuelle Vtas par rapport à l’air environnant, de l’altitude barométrique actuelle H, de la masse totale actuelle m, des valeurs

-22relatives aux facteurs de charge (au moins dans l’axe de portance, de façon avantageuse également dans l’axe longitudinal et transversal), d’une grandeur moteur caractéristique ainsi que d’informations relatives à la configuration de l’avion. La grandeur moteur caractéristique utilisée peut par exemple être la vitesse de rotation de l’arbre basse pression des moteurs de l’avion (par exemple sous la forme d’une grandeur caractéristique moyenne pour tous les moteurs). Si l’avion comporte deux moteurs ou plus, il est envisageable de réaliser une moyenne de la vitesse de rotation de l’arbre basse pression pour l’ensemble des moteurs.

Concernant la configuration de l’avion, les informations reflétant la configuration actuelle de l’avion sont transmises. Il s’agit d’informations relatives au train d’atterrissage (sorti, rentré) ainsi que d’informations relatives à des mesures affectant la portance, par exemple les systèmes hypersustentateurs, les becs de sécurité, les volets d’atterrissage. Ces informations sont avantageuses en ce qu’une telle variation de la configuration de l’avion a des répercussions sur l’aérodynamique de l’avion et modifie ainsi la traînée totale de l’avion. Pour éviter qu’en cas de variation de la configuration de l’avion et ainsi de variation inhérente de la traînée totale on n’arrive pas à conclure à un givrage à cause de la variation de la performance avion, les configurations individuelles possibles pour l’avion sont prises en comptes dans le modèle de performance avion, de sorte que pour chaque configuration de l’avion on puisse également déterminer une valeur nominale correcte pour la caractéristique de référence de performance avion.

Pour le calcul de la variation de l’énergie totale nominale Ê_ref on a d’abord besoin d’une grandeur caractéristique de portance A, obtenue à l’aide de la formule suivante :

^Α = Μ -g m

Le facteur de charge (n_z)^a peut en l’occurrence être calculé à l’aide de la formule suivante :

(«zZ ^Ξ -(«xX · sin(a) + (n_zY cos(«)

-23où l’angle a correspond à l’angle d’attaque.

Sur la base de la configuration actuelle de l’avion, le tableau multidimensionnel du modèle de performance avion 14 adapté à la configuration actuelle de l’avion est maintenant calculé à partir de la mémoire de données numérique. On calcule ensuite, à partir du tableau, sur la base des valeurs de l’altitude de vol actuelle, de la grandeur caractéristique de la portance, de la vitesse de vol ainsi que de la grandeur moteur caractéristique, la variation nominale de l’énergie totale dans le temps Ê_ref et on la mémorise temporairement dans le module de référence 16.

La variation nominale de l’énergie totale dans le temps É_ref est en l’occurrence une grandeur caractéristique de la performance avion de l’avion dans l’état sans givrage et peut en ce sens être comprise comme une valeur idéalisée. Cette valeur caractéristique de référence de la performance avion peut en l’occurrence soit être prévue de façon générale pour le type d’avion de l’avion soit être adaptée spécifiquement à l’avion, par exemple lorsque l’avion n’est plus tout neuf, ce qui entraîne une variation de la performance avion. L’ensemble du système total peut ainsi être significativement plus précis.

L’unité d’analyse 15 comporte en outre un module d’état de vol 17 également raccordé, avec l’interface 11 au bus de données 12 et pouvant calculer, à l’aide de paramètres d’état de vol correspondants, une valeur actuelle de la caractéristique de performance avion sous la forme d’une variation de l’énergie totale Ê_ges. Pour ce faire, le module d’état de vol 17 obtient comme paramètres d’état de vol au moins la vitesse de vol actuelle V_Tas, l’altitude actuelle H, la masse totale de l’avion m ainsi qu’une variation dans le temps de la masse totale de l’avion m.

Ces valeurs permettent ensuite de calculer en tant que grandeur caractéristique de performance avion la variation actuelle de l’énergie totale dans le temps, à l’aide de cette formule :

Êges = (g · H m) + (g H m) +

-24(Vtas V_TAS m) + (|-P^_s· m)

Pour éviter les erreurs de détection dues à l’atmosphère, on part avantageusement d’un état quasi stationnaire de l’atmosphère. La variation dans le temps de la norme du vecteur vitesse d’écoulement V_TAS peut également contenir, en sus d’une composante de la variation de la vitesse de trajectoire (mouvement de l’avion dans un champ de vent homogène quasi stationnaire), une composante du changement de vent observé dans le temps (vol à travers un champ de vent stationnaire et/ou non homogène) avec :

La composante V , est ainsi dominée de façon déterminante par les propriétés tas,v_k de l’avion et contient ainsi de façon correspondante la performance avion. On obtient par contre la variation de l’écoulement au travers d’un changement de vent V λ à partir de l’atmosphère non stationnaire à travers laquelle l’avion se

T<C T/ ^{1 1 1} tas,v_v déplace. Avec les composantes estimées du vent par exemple dans le référentiel terrestre (tel qu’avantageusement utilisé de façon ici), ces deux composantes peuvent être séparées analytiquement, selon :

D’où l’on tire pour la norme de V_TAS comme variation scalaire de la vitesse de vol :

Étant donné qu’en cas de vent quasi stationnaire, seuls les termes à prendre en compte sont ceux contenant une variation de la vitesse de trajectoire, ceux-ci

-25peuvent être extraits de la dérivée analytique de la vitesse d’écoulement. La variation de la vitesse d’écoulement agissant sur l’avion sans changement de vent obéit ainsi à :

TAS,V_t

II, U + V, V k,g^va „ + W. _rW „ g *,g g

TAS où û_kg,v_kg,w_{k g} sont les trois composantes du vecteur d’accélération de trajectoire (dérivée dans le temps des vitesses de trajectoire) dans le référentiel terrestre, _g sont les trois composantes du vecteur de la vitesse de vol actuelle par rapport à l’air, V_TAs est la vitesse de l’avion par rapport à l’air et V , est la ^r TAS,V_k variation de la vitesse de vol actuelle en raison d’une variation de la vitesse de trajectoire.

La composante V_tas , résultant du changement de vent peut être formulée à partir des autres termes, étant donné que ceux-ci sont empreints du comportement non stationnaire de l’atmosphère :

U U -F V V + WW a,g a,g w,g a,g

TASA?

TAS sont les trois composantes du vecteur de la dérivée dans le temps des vitesses de vent dans le référentiel terrestre, u_ag,v_ag,w_ag sont les trois composantes du vecteur de la vitesse de vol actuelle par rapport à l’air, V_Tas est la vitesse de l’avion par rapport à l’air et V , est la variation de la vitesse de vol

TAsy_k actuelle sur la base d’une variation de la vitesse de trajectoire.

D’une part, la dérivée dans le temps V_TAS déterminée à partir de la vitesse de vol mesurée peut alors être corrigée des composantes correspondant au comportement non stationnaire de l’atmosphère F . D’autre part, la composante correspondant à la variation de la vitesse de trajectoire peut

-26aussî être déterminée dans le champ de vent stationnaire estimé et être utilisée, ce qui est préféré à ce stade étant donné que les accélérations de trajectoire peuvent être mesurées de façon fiable avec une plateforme de navigation inertielle et que les grandeurs d’écoulement nécessaires peuvent être bien mesurées et/ou évaluées. Ceci permet d’éluder le problème de détermination de la dérivée dans le temps des composantes du vecteur de vent dans l’équation. De plus, la dérivée numérique de V_TAS dans le temps devrait être filtrée séparément, pour éviter les erreurs de détection qui pourraient se produire du fait de la dérivée de bruits se superposant au signal. La correction Ê_gMgierl=È_ges-V_J._AS-V_j,_As^ m d’une valeur

È_ges calculée uniquement à partir des grandeurs de mesure, en la corrigeant des composantes correspondant au changement de vent est certes possible de façon correspondante mais est considérée comme trop complexe et pas assez fiable par rapport au calcul direct avec V _x .

TAsy_k

Le présent vecteur V_TAS de l’écoulement incluant le vent estimé ainsi que de sa norme V_TAS permet de déterminer la variation dans le temps de la vitesse d’écoulement V , selon :

TAS,V_t

IL· U + V, V + MA W k,g g k,g “,g k,g a,g

TAS,V_k

TAS

L’état de performance avion actuelle découle ainsi, dans un mode de réalisation avantageux, pour un cas de vent quasi stationnaire, de la formule :

È_ges=tn-V_TAS-V_r , + ^--m-V/_AS + m-g H + m-g · H.

TAS,V*

Les deux valeurs caractéristiques pour la performance avion, c’est-à-dire la variation nominale de l’énergie totale dans le temps Ê_ref ainsi que la variation actuelle de l’énergie totale dans le temps Êg_es du module de référence 16 et du module d’état de vol 17 sont ensuite utilisées dans un module de détection 18

-27effectuant la détection de givrage correspondante. Ceci peut par exemple être effectué en calculant un coefficient de traînée de référence caractérisant la différence des coefficients de traînée sur la base des deux variations d’énergie totale. On met également à cette fin à disposition du module de détection 18 la vitesse actuelle V_TAs, la pression atmosphérique q ainsi que la surface d’ailes actuelle S.

On calcule le coefficient de traînée différentielle z\C_w à l’aide de la formule :

AC, ^E^-^Ege_S q-S-V,

TAS où un givrage est présumé lorsque la valeur différentielle de traînée ACw est supérieure à une valeur seuil. Cette valeur seuil peut par exemple être de 30 % du coefficient de traînée nulle.

Pour éviter des erreurs de détection en cas de vol dérapé, on prévoit également un module de vol dérapé 19 calculant une valeur de compensation de coefficient de traînée, pour calculer l’état, source d’erreur, du vol dérapé à partir du coefficient de traînée différentielle à proprement parler.

L’angle de dérapage peut en l’occurrence être estimé à l’aide de la formule :

β =arcsin y

\'tas y

La valeur de compensation du coefficient de traînée NC_{v komp} est ensuite calculée selon la formule :

_ΛΛ, _ «_y»2-g-sinp ‘^'Wp.komp ~ q-S et est également fournie au module de détection 18. Le coefficient de traînée de référence ACw est ensuite calculé en fonction de la formule :

-28^ref Eges g S V_TAS

-\C où les composantes de vol dérapé correspondantes sont éliminées par la valeur 5 de compensation de coefficient de traînée AC_wpiomp. Enfin, il on peut encore avantageusement prévoir un module de validité 20 recueillant des paramètres d’état de vol pour déterminer un indice de validité. Étant donné que le modèle de performance avion utilisé est un modèle de performance réduit, on peut envisager des états de vol pour lesquels on sort de la plage de validité du modèle de référence et/ou pour lesquels le modèle de référence présente une précision réduite. Cela peut par exemple être la sortie de spoilers pendant le vol, modifiant fortement l’aérodynamique de l’avion dans son ensemble. Étant donné que cela se produit relativement rarement, cela ne vaut généralement pas la peine de mettre à disposition un modèle de performance avion élargi et/ou séparé.

Si le module de validité 20 décèle, à l’aide des paramètres d’état de vol, que l’on sort des limites du modèle de performance avion 14, c’est signalé au module de détection 18, pour ainsi indiquer au module de détection 18 qu’une détection valide d’une détérioration de la performance avion et/ou de givrage d’avion n’est plus possible. Dans ce cas, le module de détection ne détecterait possiblement plus un éventuel givrage d’avion et n’enverrait pas un avertissement correspondant.

-29références

Système d’assistance

Interface

Bus de données

Mémoire de données numérique Module de performance avion Unité d’analyse

Module de référence Module d’état de vol Module de détection Module de vol dérapé Module de validité

Claims

Revendications

Procédé pour détecter une détérioration de la performance avion d’un avion en situation de vol, procédé dans lequel on met à disposition pour le type d’avion concerné un modèle numérique de performance avion de l’avion en situation de vol, ce modèle représentant la performance avion nominale de l’avion dans l’état de vol non dégradé, avec les étapes suivantes :

a) calcul d’un état de vol actuel de l’avion en situation de vol, l’état de vol actuel étant obtenu à partir d’un certain nombre de valeurs de paramètres d’état de vol influençant ou caractérisant la performance avion de l’avion, ces paramètres étant déterminés au moins en partie à l’aide de capteurs prévus sur l’avion ;

b) calcul d’une valeur actuelle pour une caractéristique de performance avion à partir d’un ou plusieurs paramètres d’état de vol de l’état de vol actuellement calculé, au moyen d’une unité d’analyse électronique ;

c) calcul d’une valeur nominale pour une caractéristique de référence de performance avion à partir du modèle de performance avion mis à disposition, en fonction d’un ou plusieurs paramètres d’état de vol de l’état de vol actuellement calculé au moyen de l’unité d’analyse électronique ; et

d) détection d’une détérioration de la performance avion de l’avion en vol en fonction d’une comparaison entre la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion et la valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion, lorsque l’écart dépasse une valeur limite prédéfinie, au moyen de l’unité d’analyse électronique.

Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’on détecte un givrage d’avion en fonction de la détection d’une détérioration de la performance avion.

-31 Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu’on utilise comme paramètres d’état de vol la vitesse de vol actuelle, une variation dans le temps de la vitesse de vol actuelle, l’altitude actuelle, une variation dans le temps de l’altitude de vol actuelle, la masse totale actuelle de l’avion, une variation dans le temps de la masse totale de l’avion, une grandeur moteur caractéristique servant à déterminer la puissance moteur ou la poussée moteur, un facteur de charge, une grandeur caractéristique de la portance actuelle de l’avion, la pression atmosphérique actuelle et/ou une configuration actuelle de l’avion.

Procédé selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la force de portance actuelle A servant de grandeur caractéristique de portance actuelle de l’avion est calculée comme paramètre d’état de vol à l’aide de la formule suivante :

A = (n_z)^a -g-m où A est la force de portance, (n_z)^a est un facteur de charge dans l’axe de portance de l’avion, g l’accélération gravitationnelle et m la masse totale de l’avion.

Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que le facteur de charge (n_z)^a est calculé dans l’axe de portance de l’avion à l’aide de la formule suivante :

kZ ^Ξ · sin(a)+ (n₂Y cos(a) où (n_x)^f est le facteur de charge dans l’axe longitudinal de l’avion, (n_z)^f le facteur de charge dans l’axe vertical de l’avion et a l’angle d’attaque.

Procédé selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que pour la grandeur moteur caractéristique servant à déterminer la puissance moteur comme paramètre d’état de vol, on calcule la vitesse de rotation de l’arbre basse pression d’au moins un moteur de l’avion.

-327. Procédé selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion est une variation de l’énergie totale pendant un intervalle de temps prédéfini.

8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion est calculée comme variation de l’énergie totale d’après la formule suivante :

où (Êges) est la variation de l’énergie totale pendant l’intervalle de temps prédéfini, H l’altitude de vol actuelle, (H) la variation dans le temps des altitudes de vol pendant l’intervalle de temps prédéfini, Vtas le vitesse de vol actuelle par rapport à l’air environnant, V_TAS la variation dans le temps de la vitesse de vol par rapport à l’air environnant pendant l’intervalle de temps prédéfini, m la masse totale actuelle de l’avion, (m) la variation dans le temps de la masse totale de l’avion pendant l’intervalle de temps prédéfini et g l’accélération gravitationnelle.

9. Procédé selon la revendication 7 ou 8, caractérisé en ce que la valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion est une variation nominale de l’énergie totale pendant un intervalle de temps prédéfini, un modèle de performance avion étant mis à disposition, dont on peut déduire sur la base de l’état de vol actuel la variation nominale de l’énergie totale pour l’état de vol actuel.

10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce qu’en fonction de la variation actuelle de l’énergie totale servant de valeur actuelle de la caractéristique de performance avion et de la variation nominale de l’énergie totale servant de valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion, on calcule un coefficient de traînée différentielle ACw selon la formule :

-33E ₍-E

KC — ^re7 S‘s g-SE₇

TAS où (Éges) est la variation actuelle de l’énergie totale, (È_ref) est la variation nominale de l’énergie totale, Vtas est la vitesse de l’avion par rapport à l’air, q est la pression atmosphérique et S est la surface de référence de l’avion, une détérioration de la performance avion étant détectée lorsque le coefficient de traînée différentielle est supérieur à la valeur limite.

11. Procédé selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion est en outre déterminée en prenant en compte un changement de vent rencontré par l’avion.

12. Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce qu’une composante de vent d’une variation dans le temps de la vitesse de l’avion par rapport à l’air est calculée en tenant compte du changement de vent rencontré, d’après la formule suivante :

tas y* y_a,_g + ν_Ί

TAS où û_kg,v_kg,-w_kg sont les trois composantes du vecteur d’accélération de trajectoire (dérivée dans le temps des vitesses de trajectoires) dans le référentiel terrestre, u_ag,v_a>g,yv_ag sont les trois composantes du vecteur de la vitesse de vol actuelle par rapport à l’air, Vtas est la vitesse de l’avion par rapport à l’air et V , est la variation de la vitesse de vol actuelle en raison

TAS,V_t d’une variation de la vitesse de trajectoire, et la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion est donnée sous la forme d’une variation de l’énergie totale pendant un intervalle de temps prédéfini et calculée d’après la formule suivante :

OÙ V_TAS =V ^Ege_s = ^m-^VTAS

V + ^y TAS

-34 1 ' ' ^Etas ^+m' S'H + m- g- H.

TAS.V,

13. Procédé selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’en outre on calcule des valeurs de paramètres d’état de vol pour déterminer un état de vol dérapé, une valeur de compensation de la valeur actuelle de la caractéristique de performance avion étant calculée en fonction de ces valeurs calculées de paramètres d’état de vol pour déterminer l’état de vol dérapé et la comparaison étant en outre effectuée en fonction de la valeur de compensation.

14. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que la valeur de compensation est une valeur de compensation de traînée calculée d’après la formule suivante :

‘^Wp.komp — _c

9 * où ACw.komp est la valeur de compensation de traînée, n_y un facteur de charge latérale, m la masse totale de l’avion, g l’accélération gravitationnelle, β l’angle de dérapage, q la pression atmosphérique et S_F la surface de référence de l’avion.

15. Procédé selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’un modèle de performance avion réduit est mis à disposition sous la forme d’un tableau multidimensionnel, chaque paramètre d’état de vol pertinent pour le modèle de performance avion étant représenté par une dimension du tableau, chaque dimension du tableau comportant un certain nombre de valeurs particulières qui sont des valeurs prédéfinies des paramètres d’état de vol respectifs, et au moins une valeur nominale de la caractéristique de référence de performance avion étant mémorisée pour chaque combinaison

-35de valeurs particulières composée de valeurs des différents paramètres d’état de vol.

16. Procédé selon la revendication 15, caractérisé en ce que les paramètres 5 d’état de vol formant les dimensions de tableau sont la vitesse de vol par rapport à l’air environnant, une grandeur caractéristique de portance de la portance de l’avion, une grandeur moteur caractéristique de la puissance du moteur, l’altitude de vol et le cas échéant une configuration de l’avion.

10 17. Système d’assistance (10) pour détecter une détérioration de la performance avion d’un avion en vol, le système d’assistance (10) étant réalisé pour la mise en œuvre du procédé pour détecter la détérioration de la performance avion selon l’une des revendications précédentes.

15 18. Système d’assistance (10) selon la revendication 17, caractérisé en ce que le système d’assistance est conçu pour détecter un givrage d’avion en fonction d’une détérioration de la performance avion décelée.

19. Avion avec un système d’assistance (10) selon la revendication 17 ou 18.

Ai/au

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