Airbus Helicopters

La présente invention concerne un giravion (1) comportant un premier ensemble de connecteurs (20) et un deuxième ensemble de connecteurs (25) reliés à un système (70) de contrôle. Le système (70) de contrôle détermine, lors d'une phase d'initialisation), une configuration courante parmi des configurations de référence en communiquant au travers du premier ensemble de connecteurs (20) et du deuxième ensemble de connecteurs (25), lesdites plusieurs configurations de référence comprenant : i) une configuration bi-pilote (CONF1) dans laquelle deux jeux d'interfaçage homme-machine complets (45) identiques sont branchés respectivement au premier ensemble de connecteurs (20) et au deuxième ensemble de connecteurs (25), et ii) au moins une configuration simplifiée dans laquelle un seul jeu d'interfaçage homme-machine complet (45) est branché à un des premier ensemble de connecteurs (20) et deuxième ensemble de connecteurs (25).

La présente invention concerne un procédé et un système de visé (26) d'un aéronef (1) comportant un organe de visée (2) et un dispositif de commande (27) commandant un déplacement de l'organe de visée (2), l'organe de visée (2) comportant au moins deux degrés de liberté en rotation par rapport à un châssis (3, 3') solidaire dudit aéronef (1) étant mobile en rotation par rapport à un châssis (3) solidaire dudit aéronef (1), un premier degré de liberté en rotation selon un axe de rotation en site (A1) et un second degré de liberté selon un axe de rotation en gisement (A2). système de visée (26) comporte au moins une interface de sélection (7) permettant de sélectionner un mode de commande des mouvements dudit organe de visée (2) parmi trois modes comprenant un premier mode dans lequel ledit organe de visée (2) est laissé libre en rotation, un deuxième mode dans lequel ledit organe de visée (2) est maintenu fixe par rapport audit châssis (3) et un troisième mode dans lequel ledit organe de visée (2) est piloté à distance par un pilote de l'aéronef (1).

The invention relates to a rotorcraft (100) having a main rotor (110) with at least one main rotor actuator (114); a series actuator arranged upstream of the main rotor actuator; engines (180) for powering the main rotor; and a flight control system (160) for controlling flight operation in an AEO mode or in an AFR mode, comprising: a control logic (165) for pre-conditioning the series actuator upon entering the AFR mode for enabling rotorcraft control upon occurrence of an IFSD, wherein pre-conditioning of the series actuator comprises shifting a reduced nominal stroke range authorized for the series actuator stroke of the series actuator in the AEO mode into a reduced shifted stroke range authorized for the series actuator stroke of the series actuator in the AFR mode to enable authorization of an increased stroke range upon occurrence of an IFSD to provide sufficient control authority for a recovery maneuver.

La présente invention concerne un système (10) de commande de vol électrique comprenant un sous-ensemble d'actionnement (C), ayant trois calculateurs duplex externes (21, 24, 27) pour commander un actionneur (40) électrique. L'actionneur (40) électrique a trois stators (42, 43, 44) connectés électriquement à trois dispositifs de basculement (50) respectifs, les dispositifs de basculement (50) étant reliés électriquement à un même calculateur simplex interne (80) de l'actionneur (40) électrique, chaque dispositif de basculement (50) étant connecté à un des calculateurs duplex externes (21, 24, 27) respectif, chaque dispositif de basculement (50) étant configuré pour connecter au stator (42, 43, 44) associé le calculateur simplex interne (80) ou le calculateur duplex externe (21, 24, 27) respectif, le calculateur simplex interne (80) étant automonitoré et communiquant avec les trois calculateurs duplex externes (21, 24, 27).

La présente invention concerne un système (5, 15, 25, 35, 45) de commande de vol électrique pour contrôler un aéronef (1), le système (5, 15, 25, 35, 45) de commande de vol comportant au moins un sous-ensemble d'acquisition (2) d'une commande de pilotage pour acquérir ladite commande de pilotage à partir d'une manœuvre d'un organe de pilotage (20) associé manœuvrable par un pilote dudit aéronef (1) selon au moins un axe de pilotage, ledit système (5, 15, 25, 35, 45) de commande de vol comportant au moins trois senseurs de position par axe de pilotage générant une information de position dudit organe de pilotage (20) et étant en communication avec ledit au moins un sous-ensemble d'acquisition (2). Chaque sous-ensemble d'acquisition (2) comporte au moins trois calculateurs simplex ayant chacun une unique voie de calcul reliée à un desdits au moins trois senseurs de position.

La présente invention concerne un procédé de simulation d'une panne d'un moteur à combustion (10) d'un giravion (1) monomoteur, le giravion (1) comprenant un contrôleur (30) pilotant le moteur à combustion (10). Le procédé comporte : i) l'armement d'un mode école en manœuvrant un bouton d'armement (20) en communication avec le contrôleur (30), le mode école ne pouvant pas être activé en l'absence dudit armement du mode école, ii) sous réserve dudit armement, activation du mode école en manœuvrant un bouton d'activation (25) qui est en communication avec le contrôleur (30), le contrôleur (30) pilotant en conséquence une décélération du moteur à combustion (10) pour atteindre le régime de ralenti, iii) désactivation du mode école en manœuvrant à nouveau le bouton d'activation (25), le contrôleur (30) pilotant en conséquence une accélération du moteur à combustion (10) pour atteindre un régime de vol, le mode école ne pouvant être réinitialisé que lors d'une nouvelle phase de simulation.

La présente invention concerne un procédé de détection d'obstacles avec un aéronef (1) ayant au moins une voilure tournante (5). Ce procédé comporte: i) acquisition (STP1) d'un nuage de points détectés avec au moins un capteur d'obstacles LIDAR (21, 22, 23, 24), ii) positionnement (STP2) de chaque point détecté dans un repère (100) orthonormé attaché à l'aéronef ayant un premier axe (Z) confondu avec un axe de rotation (AXROT) de la voilure tournante (5), iii) division (STP3) de l'espace environnant en unités volumétriques, le ou les points détectés présents dans une même unité volumétrique étant tous remplacés par un point représentatif, iv) segmentation du sol, v) détermination (STP5) de la présence ou de l'absence d'au moins un obstacle à partir des points représentatifs distincts du sol ; et affichage (STP6) sur un afficheur d'une symbologie illustrant ledit obstacle par rapport à l'aéronef.

La présente invention concerne un aéronef (1) comprenant un premier turbomoteur (21) et un deuxième turbomoteur (31) alimentés en air respectivement par un premier système d'acheminement d'air (401) et un deuxième système d'acheminement d'air (402) ayant respectivement une première conduite d'admission (45) d'air et une deuxième conduite d'admission d'air (48). Pour une seule conduite d'admission d'air équipée (400) parmi la première conduite d'admission d'air et la deuxième conduite d'admission d'air, ledit aéronef comporte un séparateur d'air (50) apte à être agencé en utilisation dans la conduite d'admission d'air en amont de l'entrée d'air et en aval de la section d'entrée correspondante.

La présente invention concerne un système (1) électrohydraulique de commande d'un train d'atterrissage (2) d'un aéronef, ledit train d'atterrissage (2) comportant une pluralité d'atterrisseurs (21,22) rétractables munis chacun d'au moins une roue (25,26). Ledit système (1) comporte deux dispositifs de freinage (11,12) pour freiner ladite roue (25,26) de deux atterrisseurs (21,22), un dispositif de déplacement (13,14,15) par atterrisseur pour déplacer un atterrisseur (21,22) par rapport à un logement dudit aéronef, et deux centrales hydrauliques (16,17), reliées hydrauliquement auxdits dispositifs de déplacement (13,14,15) et à au moins un desdits dispositifs de freinage (11,12). Chaque centrale hydraulique (16,17) comporte un réservoir (161,171) contenant un fluide, une pompe (162,172) entraînée par un moteur électrique de pompe (163,173) et un distributeur (164,174) configuré pour distribuer ledit fluide audit au moins un dispositif de freinage (11,12) et auxdits dispositifs de déplacement (13,14,15), à l'aide de vannes de freinage (165,175), déploiement (166,176), rétraction (168,178) et refoulement (167,169,177,179).

La présente invention concerne une chaîne mécanique de commande de vol (2) d'un aéronef munie d'un actionneur (30) et d'un système de mesure d'effort (40), ledit actionneur (30) comportant au moins un moteur électrique et un calculateur duplex par moteur, chaque calculateur duplex comportant une voie de commande, une voie de surveillance et deux interfaces d'entrée, ledit système de mesure d'effort (40) comportant plusieurs voies de mesure comprenant chacune un capteur, un module électronique et une interface de sortie reliée à une desdites interfaces d'entrée. Ledit module électronique est relié audit capteur pour générer un signal analogique de mesure et est configuré pour effectuer une numérisation dudit signal analogique de mesure, au moins une desdites voies de mesure appliquant une modulation delta-sigma, puis pour le transformer en un signal numérique de transfert porteur d'une valeur de transfert représentative d'un effort dans ladite chaîne mécanique de commande de vol (2).