CENTRE D'ESSAIS EN VOL

RAPPORT N° 61/SE/EQ

Objet du rapport : EVALUATION GLOBALE DES SYSTEMES D’AIDE

Date : 5 Septembre 1980

N° de 1 'exemplaire: 6

destiné à : STTE/ERA (CEV)

ICA KLOPFSTEIN

RAPPORT N° 61 /SE/EQ

Objet du rapport : EVALUATION GLOBALE DES SYSTEMES D'AIDE

DEMANDE D'ESSAIS : STTE/ERA n° 5/80 du 30.06.1980

Code Essai C.E.V : 52 516

2.1. - Matériels en essai

2.2. - Essais réalisés - Historique

2.3. - Moyens de mesure

3.1. - Calculateur de décision au décollage

3.2. - Calculateur de décision à l’atterrissage

3.3. - Loi de montée en pente air

3.4. - Rampes et valeurs forcées

3.5. - Survie inertielle en approche

4.1. - Calculateur de décision

4. 2. - Loi de :montée en Pente air

4.3. - Rampes et valeurs forcées

4.4. - Survie inertielle en approche

4.5. - Analyse spectrale des mouvements gouvernes en ILS

Planche l : Ensemble de dialogue Écran et Clavier

Planche 2 : Calcul de décision au décollage

Planche 3 : Calcul de décision à l’atterrissage

Planche 4 : Essais du calculateur de décision

Planche 5 : Vitesses de décision au décollage

Planche 6: Analyse spectrale du mouvement de la gouverne de profondeur

ANNEXES

Annexe l : Historique des essais

Annexe 2 : Paramètres enregistrés

Annexe 3 : Programme BASIC de la transformation de Fourrier rapide

Annexe 4 : Calcul de décision au décollage

Le présent rapport rend compte de la tranche finale d'évaluation des systèmes d'aide au pilotage présentés Sur Nord 262-55, dont l’activité en tant qu'avion d’études s'est arrêtée le 28 Juillet 1980.

Certains éléments (collimateur, pilote automatique numérique en trajectoire, pilotage par incréments de pente et de route, automanette) ont déjà été étudiés et ont fait l’objet de rapports séparés.

Les éléments nouveaux sont :

- un calculateur de décision au décollage et à l’atterrissage,

- une loi de montée en pente air, à incidence constante,

- des commandes en pente et en route, par rampes ou par valeurs de consigne préaffichées,

- une survie en guidage latéral lors d’une coupure du localiser en approche.

L'évaluation devant être achevée avant l’arrêt de l’avion, il n’a pas été fait d'évaluation complète et détaillée de chacun des systèmes. On a seulement essayé de caractériser le fonctionnement et les performances actuelles de chacun, en sachant qu’aucun n’avait pu être réellement optimisé.

Par ailleurs ces essais devaient permettre de porter un jugement global sur les grands principes (utilisation de la technologie numérique, choix du rôle donné au pilote, utilisation des capteurs d’incidence et d'énergie totale et des informations inertielles...) mis en œuvre dans les systèmes en essai.

2.1. - MATERIEL EN ESSAIS

L'avion support était le Nord 262 n° 55. Les principaux équipements concernés étaient :

- un calculateur UMP 6800 de la SFENA. qui effectue, sur une programmation ERA les calculs du pilote automatique en trajectoire, des diverses commandes de route et de pente. de la loi de montée

en pente air et de l’aide à la décision au décollage et à l'atterrissage,

- un écran de visualisation trichrome THOMSON sur lequel apparaissent des informations en provenance du calculateur : valeur des pentes et routes de consigne ou actuelles, visualisation des couplages LOC et GLIDE, présentation de la décision à l’atterrissage et au décollage, interrogation pour demander divers paramètres d'entrée. Ce tube s’est trouvé en panne dès le début de l'évaluation. seule une recopie en cabine restant disponible,

- un clavier de commande permettant au pilote de commander les entrées du calculateur. Le dialogue pilote - calculateur se fait donc par l'intermédiaire de l'ensemble clavier-écran (planche 1).

- en cabine le dialogue avec le calculateur est également possible par l'intermédiaire d'une Télétype ASR 33 équipée d’un perforateur de rubans,

- un pilote automatique Tapir,

- une automanette en tenue d’incidence, de pente, et d’énergie totale,

- une centrale à inertie UNI 41,

- un collimateur TC 121 dont la partie génération de symboles est également tombée définitivement en panne au cours des premiers vols. l'information d'incidence, restant néanmoins valide pour les autres équipements.

2.2. - ESSAIS REALISES

Onze heures trente minutes de vol ont été réalisées, au cours de 8 vols. Le programme d'essai défini par la note C.E.V n° 7529 du 8 Juillet 1980 a été quelque peu modifié, compte tenu des matériels en panne : l'absence de visualisation dans le poste de pilotage n'a notamment pas permis de simuler les pannes au décollage.

L'historique des essais réalisés se trouve en annexe 1.

2.3. - MOYENS DE MESURE

Onze paramètres étaient enregistrés sur deux enregistreurs "Brush". La trajectographie STRADA a été utilisée lors des accélérations-arrêt et des ILS. La liste des paramètres enregistrés est donnée en annexe 2.

Par ailleurs au cours de 10 ILS, l'UMP a stocké en mémoire

256 valeurs de dm en 128 secondes. Après l'approche, ces valeurs étaient transférées sur ruban perforé, dépouillé ensuite chez l'ICA Klopfstein. Le but était de réaliser l'analyse spectrale du mouvement

de la gouverne en approche. Le programme de calcul de la transformée de Fourrier rapide écrit en BASIC par l'ICA Klopfstein est donné en annexe 3.

3.1. - CALCULATEUR DE DECISION AU DECOLLAGE

Deux ensembles d'information sont présentés au pilote sur l'écran de visualisation (planche 2).

3.1. 1. - Variation d'énergie totale

Une étude théorique (note ERA 3/79 du 5.02.1979) du décollage d'un Nord 262 équipé de moteurs BASTAN VI et d'un régulateur maintenant un régime constant montre qu'à débit constant (i.e. à position de manette fixe) et à incidence constante ( ce qui est le cas au cours du décollage et de la montée initiale au collimateur), l’accélération sur trajectoire (mesurée par le variomètre à Énergie Totale), dépend uniquement des paramètres :

mg/s, w/s et V

avec : s = P/P_o.T_o/T

W : puissance fournie (constante si le débit est constant).

Les paramètres influents étant ainsi déterminés, une campagne d'essais en vol a permis de montrer que les variations d’énergie totale avec s et avec 1/m sont pratiquement linéaires. La courbe de la variable réduite (H’/V/ s /m) en fonction de V doit donc être unique.

Les essais confirment ce point, et, à iso-masse la courbe unique H’/V/s = f (V) obtenue est une droite... ce que ne pouvait prévoir la théorie (cf. rapport intermédiaire STTE/DERA n° 2/722 d'avril 1980)

Cette courbe étant mémorisée dans le calculateur, on pourra au cours d'un décollage, on pourra comparer à tout moment les énergies totales réduites, prévues et réelles, si on connaît la puissance fournie, la masse et la valeur de s. Cette comparaison est présentée sur l’écran de visualisation : deux fenêtres indiquent les valeurs théoriques correspondant au cran de montée et au cran de poussée maximum continu (planche 2). La masse et la valeur de s sont communiquées au calculateur par l'intermédiaire du clavier.

3.1.2. - Calculs de distances liées à l'accélération arrêt

A tout instant du décollage, les valeurs suivantes sont calculées :

- longueur parcourue depuis le lâcher des freins (intégration de la vitesse sur l'axe de piste, fournie par l'inertie),

- longueur d'arrêt prévue si on débute le freinage à l'instant considéré (cette longueur a été mesurée dans des conditions de référence de masse, de vitesse initiale et de coefficient de frottement), la longueur pour les conditions réelles en est déduite, en supposant un freinage aux hélices jusqu'à 50 nœuds, puis un freinage "moyen" aux pieds. Un autre type de freinage aurait pu être modélisé,

- distance avant décollage (i.e. franchissement de l'obstacle de 35 pieds) dans l’hypothèse d'une panne moteur survenant à l'instant considéré : pour cela l'accélération sur un moteur a été déduite de l'accélération sur deux moteurs, à la même vitesse. On en déduit le moment auquel on atteint la vitesse sol correspondant, pour la masse du jour, à la vitesse de rotation. A partir de la rotation on suppose que le décollage se fait à vitesse constante, c'est-à-dire que toute l’accélération est transformée en pente.

Les détails sur l’ensemble de ces calculs sont fournis en annexe 4, ou dans le rapport STAé/DERA n°3/7159 de septembre 1978.

Les différents résultats sont présentés sur l'écran de visualisation (planche 2). Le pilote peut voir sous une forme analogique la piste avec un obstacle de 35 pieds, matérialisé en bout de piste, la position calculée de l’avion réaffichée toutes les secondes, les " plots " précédents restant mémorisés, la distance d'arrêt et la prévision de poursuite du décollage sur un moteur (fin du roulage et pente de montée initiale). Un " R " clignotant apparaît à l'instant de la rotation. Tant que l'arrêt est encore possible sur la piste un "STOP" clignotant apparaît. Un "GO" est affiché lorsque le décollage devient impératif (distance d’arrêt devenant supérieure à la longueur de piste). Si à cet instant le décollage n'est pas possible, un STOP envahit tout l’écran.

Pour ces calculs et ces présentations, le calculateur utilise les informations de longueur de piste, de masse, de valeur de s et de "Stopping Distance Ratio" (S.D.R) fournies par le pilote. Les informations sont présentée s jusqu'à 50 pieds.

3.2.. - CALCULATEUR DE DECISION A L’ATTERRISSAGE

Les principes sont les mêmes que pour le calculateur de décision au décollage. A partir d’une hauteur choisie par le pilote on visualise la trajectoire, et à partir de l'impact les prédictions d'arrêt et de remise des gaz (planche 3).

3.3. - LOI DE MONTEE AUTOMATIQUE EN PENTE AIR

Cette loi a pour but de délivrer à la gouverne de profondeur des ordres permettant à l’avion de suivre, pour une position de manettes - et donc un débit de carburant et une puissance - donnés, la pente optimale de montée.

L'asservissement reprend la loi de l’automanette (cf. rapport CEV n° 38 SE/EQ du Il.06.1980) en bloquant le terme de commande manette à 0, en en déduisant une pente de consigne gc par :

0 = 2(a – ao) + (gc – H’/V)

ao est l'incidence donnant la montée optimale (vitesse verticale maximale), c’est-à-dire le Cz^3/2/Cx maximum. Cette incidence vaut, pour le Nord 262-55, 5,5°.

La valeur de la pente de consigne est directement réinjectée dans la boucle de base du P.A en pente. La sélection du mode se fait par l’intermédiaire du clavier de commande.

3.4. - RAMPES ET VALEURS FORCEES

Lors des essais précédents, les valeurs de consigne en route et en pente sol pouvaient être modifiées par des incréments commandés sur quatre boutons poussoirs (Haut, Bas, Droite, Gauche), (cf. rapport CEV n° 29 SE/EQ du 16.04.1980).

Dans la nouvelle présentation, si la pression sur le bouton dure moins de 0,4 seconde un incrément est pris en compte lorsque le pilote relâche le bouton (1/3° en pente, 0,5° en route). Par contre, si la pression est maintenue plus longtemps, la valeur de consigne est augmentée en rampe, tant que le bouton n’est pas relâché.

Par ailleurs on peut préparer sur la roue codeuse du clavier de commande une valeur de consigne de pente ou de route. Pour la pente, une action sur le bon bouton poussoir suffira alors à injecter cette valeur comme valeur de consigne. Pour la route, une première action fera clignoter les boutons gauche et droite; le pilote pourra alors injecter par l’un de ces boutons la valeur de consigne et le sens par lequel l’avion devra la rejoindre.

3.5. - SURVIE INERTIELLE EN APPROCHE

Lors des approches effectuées en mode supérieur latéral, l'écart entre la route suivie et la route de référence affichée est moyenné par un filtre du premier ordre ( t = 60 s). Cet écart moyen est ensuite ajouté à la route de référence, pour donner une estimation de la route à suivre corrigée des erreurs inertielles, TKE. La valeur de TKE est visualisée sur l'écran et, en cas de coupure du signal LOC, le pilote automatique asservit l'avion sur cette route.

Le but des essais effectués n'était pas une évaluation précise des performances de chacun des systèmes présentés. Ils ont néanmoins permis de mettre en évidence certains résultats quantitatifs, que nous présentons ci-dessous. Ces résultats ne sont pas exhaustifs et ne sauraient être utilisés comme critères de jugement des systèmes.

4.1. - CALCULATEUR DE DECISION (cf. 3.1 et 3.2)

Onze accélérations-arrêt ont été enregistrées, ainsi que deux calculs de décision à l'atterrissage. Les conditions et les résultats de ces essais sont présentés en planche 4.

4.1.1. - Qualité des calculs de distance

Longueur parcourue ( L PAR)

Les résultats sont directement liés à la précision des informations de l'inertie. Au décollage, on peut mesurer le biais inertiel avant le lâcher des freins, et obtenir ainsi une bonne précision (env. 50 m). Cette précision est moins bonne pour le cas de l’atterrissage, où l’on ne peut pas connaître le biais (précision : env.100 m).

Distance de freinage

Le freinage se déroule en deux phases : freinage aux hélices d'abord (phase 1) puis freinage "moyen" aux pieds (phase 2). La phase 2 est forcément moins répétitive, nous ne l’étudierons pas spécialement; notons simplement que le taux de décélération y a toujours été supérieur à celui de la phase 1.

La variation de la prévision entre le début et la fin de la phase est toujours inférieur à 100 mètres, la prévision initiale étant toujours un peu forte.

Tous les essais ont été faits sur piste sèche, donc sans influence du "Stopping Distance Ratio". Des observations du passage de 42 ms^-l à 27 ms^-l donnent des résultats très groupés (écart type de 17 m pour une moyenne de 390 m en distance, et écart type de 0,5 s pour une moyenne de 11,5 secondes en temps).

Les résultats obtenus avec la procédure (non opérationnelle) de freinage choisie justifient la méthode de calcul de la longueur de freinage en fonction de la longueur de référence, de la masse et de la vitesse de début de freinage.

Globalement, dans le cas des accélérations arrêt, on peut estimer que la précision de l'ensemble des prévisions est comprise entre 100 et 200 mètres. Une variation de 5 nœuds de la vitesse de décision conduirait, avec la même procédure de freinage, à une variation de distance de 180 m (à 85 nœuds, c'est cette distance qui est nécessaire pour accélérer, puis décélérer de 5 nœuds).

L'affichage de masses erronées ne provoque pas de résultats spectaculaires: l'écart théorique sur la prévision est :

DL/L = Dm/m

Si Dm = 1 tonne, m = 10 tonnes, DL = env. 60 m, ce qui ne ressort pas de l’imprécision globale. On notera bien sûr que la mesure de la distance déjà. parcourue n’est pas affectée, et donc la prévision moins faussée que dans les cas où l’erreur de masse intervient sur la phase d’accélération et sur la phase d’arrêt.

Distance de décollage

Des essais ont été effectués en réduisant à diverses vitesses le régime des moteurs de façon à obtenir une puissance équivalente à la puissance de décollage d'en seul moteur. Les prévision de décollage se sont avérées très pessimistes. La modélisation n’est guère convaincante et il serait sans doute nécessaire de reprendre au moins certaines approximations du calcul et peut être même la méthode de celui-ci pour obtenir des résultats convaincants : il serait sans doute meilleur de rechercher réellement la courbe (H’/V)* = f (V) en monomoteur, plutôt que d’essayer de la déduire de la courbe bimoteur.

Il est par contre intéressant de noter l’idée d'utiliser la comparaison accélération réelle - accélération prévue, lors de la phase d’accélération bimoteur pour recaler la prévision de la phase monomoteur : on diminue ainsi l’influence des erreurs sur les paramètres de décollage, dans le calcul de la distance d’envol (cf. annexe 4).

4.1. 2. - Prévision d’énergie totale

Lorsque les paramètres entrés (température et masse, la pression étant reprise directement sur l'altimètre), sont bons, le calcul est satisfaisant, l'index d'énergie totale reste toujours dans la fenêtre de précision. La largeur de celle-ci tient donc convenablement compte des dispersions rencontrées lors de la recherche de la courbe (H'/V)* = f (V).

Les variations de poussée, les freinages résiduels intempestifs, les erreurs sur la masse d’entrée sont détectées si elles provoquent une variation de pente potentielle de + 1 °. (Cette valeur de l° est à rapprocher des valeurs de pente potentielle qui varie de 14,5° à 4,5° au cours de la phase d'accélération).

4.1.3. - Utilisation du calculateur de décision

Les pilotes ayant pu voir opérer ce système l’ont jugé très convaincant. On sait que, pour un avion donné, sur une piste donnée, il existe une V1min en dessous de laquelle le décollage n'est pas possible(la distance de décollage diminue si V1 augmente, puisque la portion du décollage effectué sur deux moteurs augmente) et une V1 max au dessus de laquelle l'arrêt n'est plus possible (cf. planche 5). Ces vitesses sont actuellement calculées en fonction des conditions extérieures avant le vol, et sont susceptibles d’erreur. Des marges seront donc prises, par exemple en prenant une valeur entre V1 min et V1 max . Ces marges sont pénalisantes (charge marchande diminuée si la longueur de décollage est critique), et rien n'assure qu’elles soient suffisantes.

Le calculateur de décision restitue en fait des informations analogues: V1 min est caractérisée par l’instant où la longueur de décollage prévue devient inférieure à la longueur de piste, V1 max par l'instant où la distance d’arrêt devient supérieure à la longueur de piste. Il n'y a donc pas changement de philosophie. Les points nouveaux et intéressants sont par contre :

- la réactualisation permanente des distances d'arrêt et d’envol. Nous avons vu en 4.1.2. que l’influence des erreurs sur les paramètres d’entrée était ainsi diminuée V1 min et V1 max ne sont plus déduites seulement de calculs au parking, mais sont recentrées grâce à l'observation du décollage en cours

- l'information d'énergie totale comparée à sa prévision qui permet de dépister très tôt des erreurs marquantes sur les paramètres d'entrée ou des problèmes avion non connus (freins, poussée des moteurs), et d’interrompre rapidement un décollage pour lequel les prévisions avant lâcher des freins sont manifestement erronées. Cette comparaison est une information très intéressante.

L'apport du calculateur de décision sera donc important si :

- la modélisation ou la mesure des distances parcourues durant les différentes phases est suffisamment fine pour que l'on ne retrouve pas des imprécisions analogues à celles que l'on peut actuellement avoir sur V1. En dehors du segment monomoteur, les prévisions présentées étaient satisfaisantes pour le Nord 262 et les procédures utilisées.

- la prévision de l’énergie totale est bien faite : recherche des paramètres influents, choix de la variable réduite, et évolution de cette variable réduite déterminée par calcul et essais en vol. Le problème a été résolu pour le cas de turbopropulseurs équipés d'un régulateur assurant un régime constant.

Enfin, il faut préciser que la visualisation réalisée était plutôt "ingénieur" que "pilote". Très descriptive elle illustre très bien le phénomène mais n’est pas adaptée à une prise de décision. Une présentation opérationnelle resterait à définir: il a été proposé par exemple un ensemble de voyants STOP et GO (STOP avant V1min , GO après V1max, STOP ou GO entre les deux) associé à des "Bugs" V1min – V1max commandées par le calculateur, sur l'anémomètre.

4.2.- LOI DE MONTEE AUTOMATIQUE EN PENTE AIR (cf. 3.3)

La loi a été embrayée à diverses vitesses et avec différents régimes moteur.

4.2. 1. - Mise en évidence du principe

A 5000 pieds, on a tout d'abord recherché la puissance minimum de palier; à partir du palier stabilisé, on embraye la loi de montée optimale et on règle les manettes de façon à avoir une pente potentielle nulle. La puissance ainsi trouvée est la puissance minimum de sustentation, l'avion est en palier avec une incidence de 5,5° (Cz^3/2/Cx maximum). Pour des masses voisines de 10 tonnes, la vitesse indiquée est alors de l'ordre de 113 nœuds. On provoque alors, tout en maintenant l'altitude, une variation de vitesse DV, puis on réaffiche la puissance minimum de sustentation et on embraye le mode de montée automatique en pente air. L'écart d'énergie cinétique est alors transformé en variation d'énergie potentielle, à énergie totale constante :

Z + V²/2g = Cte et l'avion se stabilise à une nouvelle altitude, en reprenant l'incidence de 5,5°.

Les résultats obtenus sont présentés ci-dessous;

Da est l'écart d'incidence par rapport à 5,5 ° à l'embrayage de la loi, t est le temps nécessaire pour résorber cet écart. Aucun dépassement nia été noté.

Remarque :

En théorie la stabilisation ne devrait pas intervenir à un niveau différent du niveau de départ, la puissance disponible étant la puissance minimum de sustentation uniquement à ce niveau ; après avoir changé d'altitude pour résorber la variation d'énergie cinétique, l'avion devrait revenir à son niveau de départ qui est son plafond de propulsion pour la puissance affichée. Des écarts d'altitude de 200 pieds ne sont cependant pas suffisamment significatifs pour que l'on ait pu observer ce phénomène.

4.2.2. - Utilisations de la loi

4.2.2.1. - Embrayage après décollage

En atmosphère turbulente on observe des variations de pente air de + 1,5 ° autour de la valeur moyenne, des variations de + l, 5 ° en incidence autour de 4,5° et de +1 ° en énergie totale. La vitesse de tangage oscille alors de :+ 1°/ s avec une période de 0,5 seconde.

Après la mise en palier la tenue de pente est moins agitée (+ 0,5°), l'incidence variant peu (+ 0,2°).

4.2.2.2. - Effet des variations de gaz

Sur des variations de gaz provoquant des écarts d'énergie totale de + 5° , les écarts de pente suivent bien les écarts d'énergie totale. Les réponses sont instantanées.

4.2.2.3. - Coupures moteur

Plusieurs coupures réelles d'un moteur ont été effectuées, à 5000 pieds. Lorsque la loi est embrayée, l'avion prend immédiatement le meilleur taux de montée possible. La charge de travail du pilote est considérablement réduite et il est même possible de doser la puissance sur le moteur restant pour maintenir l'avion en palier, sans aucune difficulté.

A la remise en route, on remarque lors du dévirage du moteur, une importante perte d'énergie totale (on perd 400 pieds et 10 nœuds).

Les essais effectués ont donc montré qu'il était possible, avec une loi simple d’asservir l'avion sur un point de sa polaire en l'y ramenant lorsqu'il en est écarté par des échanges entre son énergie cinétique et son énergie potentielle. Les réglages pourraient être optimisés notamment pour diminuer l'agitation en atmosphère turbulente, où les variations de pente demeurent un peu fortes.

4.3. - RAMPES ET VALEURS FORCEES (cf. § 3.4)

4.3.1. - Caractères des lois

Le délai de 0,4 seconde pour distingue r une rampe d'un incrément (cf. § 3.4) est bon : le pilote n'a pas l'impression d'attendre le début de la rampe et d'autre part cette rampe n'est pas déclenchée intempestivement.

La vitesse de suivi de rampe ou de convergence vers la valeur de consigne est de 0,3° s^-1 environ en profondeur. En latéral les suivis se font à inclinaison constante (F = 30°).

On remarque des dépassements à la capture des valeurs de consigne : en profondeur, 0,2° pour des variations de + 3° , (résorption en 5 à 6 secondes), 1° pour des variations de 5°, et en route, 2 à 3° pour des variations supérieures à 30°, que les commandes soient en rampe ou en valeurs forcées.

4.3.2. - Utilisation en approche ILS

Six ILS ont été effectués jusqu'à la piste sans utiliser le mode supérieur. L'apport des commandes en rampe et en valeurs forcées est indiscutable par rapport à l'utilisation des seuls incréments.

En longitudinal le préaffichage de la pente glide (2,9°) et son injection lors du passage dans le zéro glide, permettent d’excellentes approches, très répétitives du point de vue écart radio-électrique et nécessitant au plus une correction pour se maintenir dans des écarts inférieurs à 35 mA.

Pour des ILS réalisés en pente "forcée", sans correction le rapport Z/D calculé par Strada varie de + 0,12° maximum au cours de l'approche, valeurs analogue s à celle s observées en mode supérieur.

En latéral, l'utilisation des rampes rend la capture très aisée. Par contre la présence de l’erreur inertielle empêche de préafficher la route à suivre. On se retrouve donc dans la situation du pilotage aux incréments seuls, en ce qui concerne la fin de l'approche.

La panne du collimateur et de la visualisation ont malheureusement limité ces essais. Il apparaît néanmoins qu'un ensemble incréments, rampes, valeurs forcées peut constituer un système d'atterrissage à vue ou en ILS intéressant.

4.4. - SURVIE INERTIELLE (cf. § 3.5)

Onze ILS ont été effectués avec coupure volontaire des récepteurs à diverses altitudes de 400 pieds à 50 pieds.

En longitudinal, on force alors la valeur -2,9° et la fin de l'approche est sans problème.

En latéral, le P.A passe automatiquement en suivi de la route inertielle estimée lors du début de l'approche. Certaines approches ont ainsi été poursuivies jusqu'à l'extrémité de la piste, après mise en palier.

On a constaté une divergence systématique vers la droite de la piste, l'écart angulaire par rapport à l'axe étant voisin de l°, indépendant de la hauteur de début de survie.

L'aspect répétitif de la dérive pourrait être attribué à un décalage permanent dû au système.

En dehors de cette hypothèse il faut noter :

- l'extrême simplicité du filtre proposé (1^er ordre). Un filtre plus sophistiqué pourrait donner de meilleurs résultats,

- le suivi assez moyen du faisceau LOC en mode supérieur (+ 10 mA). Un suivi meilleur conduirait sans doute à une meilleure estimation. Avec le guidage réalisé TKE présente des variations importantes (+ 1°) pendant l'approche, défavorables à une bonne précision,

- la loi de guidage retenue, dans sa structure même, n'était pas vraiment une loi "en trajectoire". Une loi conçue dès l'origine en incluant la fonction d'estimation de la route suivie aurait été préférable .

En conclusion ce mode n'étant manifestement pas encore suffisamment au point, des recherches supplémentaires devraient être réalisées afin de déterminer si une survie inertielle de ce type (plus simple que les autres modèles proposés, filtres de Kalman, etc.) peut fonctionner de façon suffisamment précise.

4.5. - ANALYSE SPECTRALE DES MOUVEMENTS DE LA GOUVERNE DE PROFONDEUR EN APPROCHE ILS

Comme il est expliqué au paragraphe 2.3, il est possible sur le Nord 262-55 d'enregistrer en vol les débattements gouvernes puis de faire au sol, sur un calculateur numérique l'analyse spectrale du mouvement de la gouverne.

Six ILS, deux en Tapir, deux aux incréments et deux en mode supérieur ont été réalisés dans ce but. Les conditions de vol étaient légèrement turbulentes, et identiques pour les six ILS.

Les ILS effectués aux incréments et en mode supérieur "trajectoire" présentent la même structure: les fréquences "actives" sont comprises entre 0 et 0,35 Hz. Au delà, on ne note pratiquement aucune activité de la gouverne. On remarque également que l’activité est plus faible en ILS "aux incréments". Ceci est à rapprocher du meilleur suivi de glide obtenu en mode supérieur : aux incréments, on note des écarts de 15 à 30 mA, sans retour, alors qu’en mode supérieur on reste toujours à moins de 10 mA.

En Tapir on a par contre affaire à une structure différente. Activité forte de 0 à 0,2 Hz puis activité moyenne dans toutes les fréquences au delà de 0,2 Hz. Cette activité plus grande n’est cependant pas génératrice d'une meilleure précision (oscillations de -10 à +15 mA autour du glide). Il faut noter que toute activité à des fréquences supérieures à l'oscillation d'incidence est inutile... sinon néfaste.

Les essais et les enregistrements réalisés ne permettent pas une véritable caractérisation des moyens de pilotage : à cet égard il serait notamment intéressant de pouvoir corréler diverses mesures (glide, trajectoire, mouvements gouvernes.. .). Il apparaît cependant clairement que le mode supérieur en trajectoire travaille bien d'une façon analogue à celle d’un pilote travaillant aux incréments, essentiellement parce que dans les deux cas, l'ordre de pente est pratiquement constant.

D'autre part, les performances de ces modes apparaissent à énergie égale, meilleures que celles du Tapir, tel qu'il est monté sur le Nord 262 n° 55.

Les analyses spectrales de 3 des 6 ILS sont présentées en planche 6.

L'ensemble des essais réalisés au cours de cette évaluation permet de dégager un certain nombre d'enseignements sur trois sujets, concernant les aides au pilotage.

- Utilisation d'une nouvelle technologie (numérique).

- Utilisation de nouvelles informations incidence, énergie totale, pente air et informations inertielles.

- Rôle du pilote humain vis-à-vis du pilote automatique dans le cadre défini par les utilisations nouvelles ci-dessus.

5.1- TECHNOLOGIE NUMERIQUE

Les essais ont tout d'abord confirmé la faisabilité d'un pilote automatique numérique. Le fonctionnement du pilote automatique a été satisfaisant. De plus, la souplesse d'utilisation a été mise en évidence au cours de nombreux changements de loi.

Outre les gains de poids, de maintenance, etc... pour lesquels le pilote automatique numérique est réputé, sur le Nord 262 n° 55 il a également été mis en évidence l'apport de la technologie numérique dans le dialogue pilote-aides au pilotage. Ceci est particulièrement vrai pour le calculateur de décision où ce dernier demande directement au pilote les paramètres de vol.

Notons enfin que l'emploi du numérique a permis d'utiliser le calculateur PA pour enregistrer des débattements gouvernes avant d'en faire l'analyse spectrale.

5.2 - INFORMATIONS D'INCIDENCE TOTALE, DE PENTE AIR ET INFORMATIONS INERTIELLES

L’ensemble incidence, énergie totale, pente air, a trouvé sur le Nord 262 n° 55 de nombreuses applications:

- pilotage au collimateur, plus particulièrement dans la phase d'approche et surveillance au collimateur d'approches automatiques : pilotage de la pente par la profondeur et tenue d'incidence aux gaz, réglés en fonction de l'énergie totale ;

- réalisation d'une automanette en incidence, pente et énergie totale donnant, avec une loi très simple, des résultats très convaincants ;

- tenue automatique de la pente air donnant la vitesse maximale de montée en fonction de la puissance disponible, avec la même loi que celle utilisée par l'automanette ;

- caractérisation de l'accélération de l'avion et prévision de longueurs de décollage, grâce à la connaissance de l'énergie totale au cour s du décollage.

Il a ainsi été mis en évidence que ces informations sont accessibles et qu'elles sont pilotables - on peut choisir un point de fonctionnement sur la polaire et s 'y tenir grâce aux gaz (automanette) ou à la profondeur (montée automatique en pente air) - avec des lois d'une grande simplicité, et que leur apport est important, notamment dans les phases de manœuvre (décollage, approche, atterrissage). Il resterait à transposer ces résultats à d'autres types d'avion.

Les informations inertielles ont été utilisées pour réaliser un pilote automatique en pente sol et route. Ce pilote automatique a fonctionné de manière satisfaisante. L'apport des informations de trajectoire a été mis en évidence particulièrement en ce qui concerne l'axe longitudinal (pente) en approche. L'apport de la route reste moins évident, tant que le problème de la correction des erreurs inertielles n'est pas résolu : il est cependant déjà notable dans les phases de capture.

5.3 - DIALOGUE PILOTE-AIDES AU PILOTAGE

Le choix fait sur le NORD 262 n° 55 a été de laisser le plus possible au pilote la tâche de réflexion et de décision, et de lui faciliter toutes les tâches de pilotage : les fonctions de calcul numérique ou les fonctions électroniques sont placées en aval du pilote afin d’exécuter les ordres simples et directement liés à la trajectoire (par exemple incréments de route ou de pente) que celui-ci ordonne.

Le but recherché est de maintenir le pilote dans la boucle de décision afin de lui permettre à tout moment une meilleure connaissance du comportement actuel et futur de l'avion.

Les systèmes présentés sont ainsi réellement des aides au pilotage, des sortes de commandes de vol intelligentes, soulageant le pilote dans l'exécution des tâches "manuelles", mais le sollicitant au niveau des tâches de réflexion. Cette optique est particulièrement intéressante pour les phases de transition où le pilote doit plus ou moins progressivement abandonner ses aides au pilotage.

L'aspect " pannes " des systèmes n'a malheureusement pas pu être étudié à fond. On peut penser que le suivi plus continu des évolutions par le pilote permet une détection plus rapide, mais le problème reste à approfondir.

Avant l'arrêt des activités d'étude sur le Nord 262 n° 55, le Centre d'Essais en Vol a réalisé une évaluation globale des systèmes d'aide au pilotage présentés, en conclusion à une série d'évaluations partielles.

Sur un certain nombre de points, cette évaluation était un peu anticipée et il faut s'attacher davantage aux idées présentées dans ce rapport qu'aux résultats concrets de certains essais.

Les essais réalisés ont néanmoins montré le bien fondé de l'utilisation de l'incidence, de l'énergie totale, des informations de pente et de route et d'une technologie numérique.

Des modes de pilotage originaux (trajectoire aux incréments, montée optimale) ont été réalisés et semblent prêts pour une adaptation sur d'autres avions.

Le principe d'un calculateur de décision au décollage et à l'atterrissage est acquis, il reste également à le rendre opérationnel.

De nombreuses voies ont ainsi été explorées et un nombre important d'enseignements retirés. Certaines des idées ainsi reconnues comme réalisables pourraient être reprises sur d'autres avions éventuellement plus proches que le Nord 262 des avions de lignes ou de combat.

l'IAC COFFIN
Chargé de l'Essai

L'Ingénieur Principal TERT
Chef de la Section Essais-Equipements

L’ingénieur en Chef MONFORT
Chef du Service ESSAIS

1/ Calculs de décision

2/ ILS, Montées en pente air, Commandes en rampe

Annexe 4

La masse de l'avion est donnée au calculateur par le pilote.

1. Accélération - Arrêt

On distingue 3 phases:

1) Accélération,

2) Délai avant freinage

3) Freinage.

1. 1. - Longueur parcourue en accélération

La longueur est obtenue en intégrant les informations de vitesse en provenance de la centrale corrigées du biais observé au point fixe avant décollage.

L₁ = §_t(V-DV)dt

On a ainsi à tout moment la longueur parcourue.

1.2. - Délai avant freinage

Sur détection d'une panne, on prévoit Un délai T_r (pris égal à 4 secondes) entre la fin de l’accélération et le début du freinage.

D'où une distance parcourue, à vitesse constante :

L₂ = V.T_r

Annexe 4/1

1.3. - Distance prévisionnelle de freinage

On mesure une distance d'arrêt L_o pour un freinage sur piste sèche, initialisé à une vitesse V_o, à une masse m_o. La longueur d'arrêt à une vitesse V, une masse m et sur une piste caractérisée par un SDR (stopping distance ratio) r, communiqué au calculateur par le pilote, sera alors :

L₃ = L_o(V/V_o)²(m_o/m)^b.r

b est une caractéristique de l'avion.

Dans le cas du freinage utilisé sur le Nord 262.55, on a pris b = 1.

2 - Décollage

Le décollage inclut le roulage et la montée jusqu'à 35 pieds. On distingue trois phases :

1/ Accélération bimoteur

2/ Accélération monomoteur à partir de l'instant présent

3/ Montée initiale

2. 1. - Accélération bimoteur

Même mesure que pour l'accélération - arrêt.

2.2. - Accélération monomoteur

Sur deux moteurs, on connaît une prévision d'énergie totale fonction de la vitesse (cf. § 3.1.1 du rapport).

Au cours de la phase de décollage sur deux moteurs, on recale cette prévision grâce à la mesure directe du temps mis pour passer d'une vitesse V_m à la vitesse actuelle V_i.

Annexe 4/2

La loi d'accélération théorique est :

g_o = 2 (a - bV), linéaire en fonction de la vitesse; g_o est déduit de l'énergie totale réduite, proportionnellement à la masse.

Le temps théorique mis pour passer de V_m à V_i est donc :

t_o = §_vi^vm dV/2(a-bV) = -¹/_2b . Log(a-bV_i)/(a-bV_m)

Ce temps t_o est comparé au temps réel t_r.

l = t_o/ t_r définit le coefficient de proportionnalité entre l’accélération réelle et l'accélération théorique.

On obtient ainsi une estimation affinée de la variation d'énergie totale en fonction de la vitesse : on compense notamment les erreurs de masse affichée.

Pour la prévision monomoteur on considère que la variation d'énergie totale est approximativement divisée par rapport à la valeur bimoteur. Cette hypothèse nous a semblé d'ailleurs sujette à discussion.

On en déduit alors une prévision d'accélération fonction de la vitesse.

g = l . g_o/2 = l(a-bV)

D’où la longueur nécessaire pour passer de V₁ (instant de la panne) à V₂ (vitesse de rotation).

L₄ = §_V1^V2 V/g . dV = §_V1^V2 V/l(a-bV) . dV

L₄ = 1/gb [a/b Log (a-bV₁)/(a-bV₂) – (V₂ – V₁)]

V₂ est une vitesse sol, déduite de la V₂ air de l'avion à la masse considérée, compte tenu du vent calculé par la centrale à inertie.

2.3 Segment de décollage

on suppose le segment de décollage effectué à vitesse constante, la variation d’énergie totale en fin de roulage étant intégralement transformée en pente, g.

L₅ = 35’ / tg g

L₅ = 105m / ms^-2

(35’ = distance réglementaire)

Planche 2 : Calculateur de décision au décollage

1 : position actuelle de l'avion
2 : visualisation obstacle 35 ft
3 : mémorisation de la trajectoire passée
4 : prévision de distance d'arrêt
5 : prévision segment de décollage monomoteur
6 : indication d'aide à la décision (STOP avant V1 min, GO après V max, STOP ou GO entre les deux
7 : Prévision de la variation d'énergie totale (Voir Rapport de Galan)

Planche 3 : Calculateur de décision à l'atterrissage