Airbus Helicopters Patente

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 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).

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 un aéronef ayant un atterrisseur (10) muni d'une base (11) et d'un ensemble pivotant (12), ledit atterrisseur (10) ayant un système (20) de verrouillage en pivotement comprenant un doigt (25) de verrouillage mobile et un passage (22) ménagé dans un socle (21). Un système de surveillance (50) est configuré pour déterminer la présence d'un risque de prise de mouvement en lacet brusque de l'aéronef en cas d'un décollage ou d'un déverrouillage de l'atterrisseur (10) lorsque le doigt (25) de verrouillage est dans le mode verrouillé au sol, le système de surveillance (50) étant configuré pour émettre vers un système de traitement (60) un signal de risque suite à une détermination de la présence dudit risque de prise de mouvement en lacet brusque.

The invention relates to a rotary wing aircraft with a fuselage that includes an upper primary skin (2c) which comprises a polymeric composite, and with an aircraft upper deck (6) arranged above the fuselage; wherein the aircraft upper deck (6) comprises an engine accommodating region (7) that accommodates at least one aircraft engine (11b) within a firewall arrangement that comprises at least one lower firewall (30b) arranged above the upper primary skin (2c) of the fuselage and spaced apart from the upper primary skin (2c); wherein the at least one lower firewall (30b) includes at least a lower firewall panel (40) and a high emissivity panel covering layer (43a) that covers the lower firewall panel (40) and comprises a high emissivity of at least 0.7; and wherein the high emissivity panel covering layer (43a) is facing the at least one aircraft engine (11b).

La présente invention concerne un procédé de pilotage d'un aéronef (1) multimoteur ayant un mode de fonctionnement asymétrique durant lequel au moins un moteur (10) est un moteur actif régulé par un système de régulation (55) en développant une puissance motrice active non nulle participant à la mise en rotation d'un rotor (5) et au moins un moteur (10) est un moteur passif en veille. Lors du mode de fonctionnement asymétrique, le procédé comporte les étapes suivantes : - détection, avec le système de régulation (55), d'un fonctionnement de l'installation motrice (2) dans une phase de vol à risque précédant une phase de vol défavorable à une sortie du mode de fonctionnement asymétrique, - suite à ladite détection d'un fonctionnement de l'installation motrice (2) dans la phase de vol à risque, réactivation du moteur passif.

La présente invention concerne une terminaison de maintien (30) pour une gaine de protection (10), la terminaison de maintien (30) comprenant un embout (40) creux ayant un tronçon de fixation à connecter à la gaine de protection (10) et un tronçon d'immobilisation (50) solidaire du tronçon de fixation. Le tronçon d'immobilisation (50) comporte au moins deux ouvertures (60), le tronçon d'immobilisation (50) comportant au moins deux parois de séparation (70) séparant chacune deux ouvertures (60) adjacentes, ladite terminaison de maintien (30) comprenant un premier lien de serrage (81) serrant conjointement une paroi de séparation (70) et une liaison filaire (20) traversant l'embout (40) et la gaine de protection (10).

La présente invention concerne un atterrisseur (20) comportant au moins un organe de contact (21), un amortisseur (22) et un système (10) de déperdition d'électricité statique, ledit amortisseur (22) étant relié audit organe de contact (21). Ledit système (10) de déperdition d'électricité statique comporte une armature (11) solidaire d'un arbre de rotation (28) dudit organe de contact (21) et munie d'un rail de guidage principal (113) et d'une butée basse (111), un coulisseau (12) le long dudit rail de guidage principal (113), un fouet (15) métallique de forme allongée solidaire dudit coulisseau (12) s'étendant vers ladite butée basse (111), une pièce d'entraînement (19) reliée audit amortisseur (22), mobile par rapport audit arbre de rotation (28), et se déplaçant par rapport à ladite armature (11) vers ladite butée basse (111), lorsque ledit amortisseur (22) se comprime, et générant un coulissement dudit coulisseau (12) le long dudit rail de guidage principal (113).

La présente invention concerne un aéronef (1) comprenant une installation motrice (6) munie d'au moins un moteur à combustion (10), et d'un système (19) de détection d'émission polluante qui comprend : i) au moins un senseur moteur (20) par moteur à combustion (10) qui émet un signal de mesure moteur porteur d'une valeur mesurée d'un paramètre moteur du moteur à combustion associé, ii)au moins un senseur d'aéronef (30) qui émet un signal de mesure d'aéronef porteur d'une valeur mesurée d'un paramètre d'aéronef, iii) un contrôleur (40) déterminant au moins une quantité produite d'un polluant émise lors de ladite mission en fonction du signal de mesure moteur et du signal de mesure d'aéronef.

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The invention relates to an aircraft door (7) with an inner door space (7d); a door opening system (8) arranged at least partly in the inner door space, comprising: at least one locking device (8c) for locking the aircraft door in a locked state, actuation kinematics (8b) for actuating the at least one locking device, and at least one transmission rod (8d) coupling the actuation kinematics with the at least one locking device; wherein the at least one transmission rod is displaceable in the inner door space by means of the actuation kinematics for actuating the at least one locking device; and an anti-vibration device (9) mounted in the inner door space to the at least one transmission rod for absorbing vibrations of the at least one transmission rod, wherein the anti-vibration device is displaceable in the inner door space together with the at least one transmission rod.

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La présente invention concerne un actionneur (10) muni d'une pompe (15) reliée à une première liaison hydraulique (30) connectée à un réservoir (25) et à une deuxième liaison hydraulique (35). Un contrôleur de commande (40) communique avec un premier capteur de pression (41) agencé sur la deuxième liaison hydraulique (35) et mesurant une première pression d'alimentation. Un contrôleur de surveillance (50) communique avec le contrôleur de commande (40) et un deuxième capteur de pression (51) agencé sur la deuxième liaison hydraulique (35) et mesurant une deuxième pression d'alimentation. Un senseur de pression virtuel est muni d'un instrument de vérification (55) transmettant au moins un signal de vérification (SVERIF) porteur d'un paramètre de fonctionnement de la pompe (15) au contrôleur de commande (40) et au contrôleur de surveillance (50) pour identifier une panne de l'actionneur (10) et appliquer en conséquence un mode de fonctionnement dégradé.

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La présente invention concerne divers procédés dont un procédé de détermination de la cyclostationnarité d'un signal vibratoire émis par un capteur vibratoire 20 agencé sur un système mécanique 10 et permettant le calcul d'un indicateur de cyclostationnarité I_α. La présente invention concerne aussi un procédé d'agencement de capteurs vibratoires en utilisant le procédé de détermination de la cyclostationnarité appliqué aux signaux émis pour différentes positions et orientations de ces capteurs vibratoires. Une position d'un capteur vibratoire 20 est validée en fonction de cet indicateur de cyclostationnarité I_α. La présente invention concerne enfin un procédé de surveillance d'un système mécanique 10 utilisant le procédé de détermination de la cyclostationnarité pour déterminer la cyclostationnarité des signaux vibratoires relatifs aux système mécanique 10 avant de calculer les indicateurs de surveillance du système mécanique 10.