Airbus Helicopters Patente

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.

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La présente invention concerne un système de mesure (1) pour mesurer une déformation dynamique d'un objet (96), le système de mesure (1) comprenant une fibre optique (10), la fibre optique (10) s'étendant au moins partiellement dans un tube (30) qui est configuré pour être solidaire dudit objet (96), la fibre optique (10) ayant un secteur de mesure (14) mobile à l'intérieur du tube (30), le secteur de mesure (14) comprenant au moins un réseau de Bragg (15). Le système de mesure (1) comprend un fluide non Newtonien (40) remplissant au moins une chambre (50) délimitée par le tube (30), le secteur de mesure (14) s'étendant dans ladite au moins une chambre (50), le fluide non Newtonien (40) étant en contact du tube (30) et du secteur de mesure (14).

The invention relates to a method of processing engine monitoring parameters in a rotorcraft that comprises at least one rotor and at least two engines for powering the at least one rotor in one of an All Engines Operative mode and a Single Engine Operation mode, wherein the engine monitoring parameters are at least indicative of power margins of one engine of the at least two engines of the rotorcraft, wherein the method comprises displaying an engine monitoring indicator (11) for the one engine of the at least two engines of the rotorcraft for visualizing a current performance state of the one engine; and, if the rotorcraft is operated in the Single Engine Operation mode, displaying a first graphical representation (13b) of a Single Engine Operation mode indicator (13) with the engine monitoring indicator (11) for visualizing that the rotorcraft is operated in the Single Engine Operation mode.

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La présente invention concerne un aéronef (1) muni d'au moins une machine électrique (17) logée dans un compartiment (5) séparé par un capotage (10) d'un milieu extérieur (EXT), ledit aéronef (1) comprenant un système de ventilation (30) pour acheminer de l'air du milieu extérieur (EXT) à la machine électrique (17). Le système de ventilation (30) comporte un conduit (35) connecté à la machine électrique (17) et s'étendant jusqu'à une section libre (37), la section libre (37) étant située dans ledit milieu extérieur (EXT), le conduit (35) traversant un passage (11) du capotage (10), le conduit (35) s'étendant partiellement dans le compartiment (5) et partiellement dans le milieu extérieur (EXT), un espace vide (12) entourant dans le passage (11) le conduit (35) et séparant le conduit (35) du capotage (10), le système de ventilation (30) comprenant une écope (50) en vis-à-vis de la section libre (37) sans l'obturer selon un axe vertical (DIRV) lorsque l'aéronef (1) est sur un sol (100) horizontal.

The invention is related to an adjustable spacer (1) for adjusting a spacing between a first component and a second component to a predefined distance, comprising: a support component (2) configured to be rigidly mounted to the first component; a spacing component (3) movably mounted to the support component (2) for adjusting positioning of the support component (2) relative to the second component; and a fixing component (4) configured for locking the spacing component (3) on the support component (2) after the positioning of the support component (2) relative to the second component at the predefined distance.

The present embodiments relate to a ground support equipment system (150) for use on an aircraft (100), comprising: a plurality of ground support equipment modules (192, 194) mountable to associated aircraft components (193, 195) of an aircraft (100) parked on ground (105) for protecting the associated aircraft components (193, 195) from environmental conditions, in particular rain, wind, snow, frost, sand, and/or salt conditions; and a plurality of connecting means (200) adapted to connect the plurality of ground support equipment modules (192, 194) to at least one common interconnection device (212) for rendering mounting of the plurality of ground support equipment modules (192, 194) to the associated aircraft components (193, 195) discernible for a pilot of the aircraft (100).

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La présente invention concerne un procédé de surveillance d'un niveau d'énergie d'une source d'énergie électrique apte à délivrer une puissance électrique de référence PRef pendant une durée de référence DTRef pour un niveau de charge de référence NRef. Ladite source comporte au moins un dispositif de stockage d'énergie électrique et plusieurs capteurs. Ledit procédé comporte une acquisition de paramètres de ladite source (10) d'énergie électrique par l'intermédiaire desdits capteurs, puis un calcul d'une durée de consommation principale DTprin pendant laquelle ladite source est capable de fournir un courant électrique porteur de ladite puissance électrique de référence PRef, en fonction desdits paramètres de ladite source. Ensuite, un affichage principal de symboles principaux (31) indiquant ladite durée de consommation principale DTprin est réalisée afin d'indiquer à un opérateur pendant combien de temps la source peut fournir ladite puissance électrique de référence PRef.

La présente invention concerne un procédé de surveillance d'un fonctionnement d'une installation motrice (2) de giravion (1) et un giravion (1) comportant au moins un rotor de sustentation (5) entraîné en rotation par l'installation motrice (2) comportant au moins un moteur (3, 4). Un tel giravion (1) comporte un système de surveillance (6) comportant au moins un senseur de panne (23, 24) détectant une panne de régulation (PAN) affectant un système de régulation (13, 14) dudit au moins un moteur (3, 4), un senseur de vitesse (7) mesurant une vitesse de rotation (NR) courante dudit au moins un rotor de sustentation (5) et un contrôleur (8) déterminant une condition de compatibilité (COMP) ou une condition d'incompatibilité (INCOMP) entre une phase de vol courante et la vitesse de rotation (NR).

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La présente invention concerne une pale (1) comprenant un pied (10) de pale prolongé par une partie courante (5) aérodynamique qui s'étend jusqu'à une extrémité libre (6). Le pied (10) de pale comporte un corps d'attache (20) en matériaux composites monobloc, creux et ayant une enveloppe (25) délimitant un espace interne (INT) vide, le corps d'attache (20) intégrant : une attache de pas (30) configurée pour être traversée par une tige de liaison de pas (35) reliée à un levier de pas (36), le corps d'attache (20) intégrant une attache de bord d'attaque (40) configurée pour être traversée par une tige de liaison de bord d'attaque (45) reliée à un premier amortisseur de traînée, une attache de bord de fuite (50) configurée pour être traversée par une tige de liaison de bord de fuite (55) configurée pour être reliée à un deuxième amortisseur de traînée, une attache de connexion (60) configurée pour être traversée par au moins une tige de connexion (65, 75) reliée à une première armature d'une butée sphérique lamifiée.

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In order to reduce power consumption for de-icing or ice prevention, the invention proposes to provide an aircraft component (36) of an aircraft (10) or the aircraft (10) on its exposed surface (44) with a phase change material (48). The phase change material (48) stores thermal energy above a first temperature (T1) and releases the previously stored thermal energy below a second temperature (T2).

The present invention relates to a method for piloting an aircraft (1) having at least two engines (10) burning fuel and a transmission chain (25) connected to a rotary wing (5), each engine (10) having a power shaft (20) connected to the transmission chain (25). An energy-saving phase comprises at least one economy period (STPASY) comprising a regulation with a regulation system (55) of an active engine among the at least two engines (10) at an active speed and a stop or a regulation with the regulation system (55) at a rest speed of each non-active engine among the at least two engines (10) which is not the active engine.

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La présente invention concerne un procédé de simulation d'une phase d'autorotation d'un giravion simulé (90). Ce procédé comprend une phase d'entraînement réalisée avec un giravion d'entraînement (1) comportant un unique moteur à combustion d'entraînement (10) pour mettre en rotation un rotor de sustentation d'entraînement (5). La phase d'entraînement comprend une affectation par un régulateur (45) à une limite de régulation d'une valeur d'entraînement mémorisée et une régulation du moteur à combustion d'entraînement (5) par le régulateur (45) en maintenant le paramètre de couple du giravion d'entraînement (1) inférieur ou égal à la limite de régulation, ladite valeur d'entraînement étant inférieure à une valeur nominale pour que le moteur à combustion d'entraînement (10) développe une puissance égale à une puissance de référence développée par un moteur électrique simulé (92).

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La présente invention concerne un atterrisseur (10) muni d'une base (11) et d'un ensemble pivotant (12) portant un organe de contact (15) et mobile en rotation autour d'un axe de pivotement (AXP) par rapport à la base (11). Un système d'immobilisation (20) comprend un pion (25) mobile et un passage (22) ménagé dans un socle (21) solidaire de l'ensemble pivotant. Un système élastique de verrouillage (40) tend à pousser le pion (25) dans le passage (22) dans un mode verrouillé. Un système élastique de déverrouillage (50) est configuré pour faire sortir ledit pion (25) du passage (22) lorsqu'un mode déverrouillé est commandé par une commande (30), le système élastique de déverrouillage (50) étant taré pour autoriser une extraction du pion (25) hors du passage (22) uniquement en présence d'un effort de cisaillement entre le socle (21) et le pion (25) inférieur à un seuil.

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