GPI Brevets

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).

The invention relates to a compound helicopter (1) comprising a fuselage (4), a main rotor (2), a fixed wing arrangement (5) with an upper wing (6) and a lower wing (7) joining at an interconnection region (11), a propeller (8a) mounted to the interconnection region (11), and a lateral boom (14a) connected to the lower wing (7). The main rotor (2) comprises rotor blades (2a, 2b) that form a main rotor disc (3) which defines a compound helicopter perimeter (3a). The fixed wing arrangement (5) is completely arranged within the compound helicopter perimeter (3a) with the upper wing (6) connected to an upper fuselage section (4d) and the lower wing (7) connected to a lower fuselage section (4c). The lateral boom (14a) extends behind the lower wing (7) in a longitudinal direction (1a), spaced apart from the fuselage (4), and is connected to a vertical fin (17a).

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 rotary wing aircraft comprising an upper primary skin (2c) that separates an aircraft interior region from an aircraft upper deck (6). The aircraft upper deck (6) comprises engine compartments (20a, 20b), a tail rotor drive shaft (12c) arranged therebetween, a firewall arrangement (10b, 10c, 10d), and a central bracket (33) that is rigidly attached to the upper primary skin (2c) below the tail rotor drive shaft 12c. The central bracket (33) provides central bracket lugs (34a, 34b) in the engine compartments (20a, 20b) above the firewall (10d). The engine compartments (20a, 20b) comprise inboard fixations (19a, 19b) with inner main mounting brackets (16a, 16b) adapted for being rigidly attached to engines (11a, 11b) and to inboard lateral mounts (72a, 72b) that attach the inner main mounting bracket (16a, 16b) with the central bracket lugs (34a, 34b).

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 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 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 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 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 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.