L'invention concerne la protection des aéronefs et plus particulièrement, la détection d'un risque de décrochage.

Les phases de vol à faible vitesse sont dangereuses pour les aéronefs, en particulier lors des phases d'atterrissage et de décollage où la marge de manœuvre vis à vis du terrain est d'autant plus critique que les courants de vent sont forts et que l'altitude est faible. Pour prévenir les changements anormaux de vitesse et d'attitude de l'avion, on connaît déjà des systèmes embarqués de détection de décrochage avion. Mais, à basse altitude, ils n'offrent pas au pilote la possibilité d'anticiper suffisamment tôt la collision avec le sol. De plus, ces systèmes de détection de décrochage restent simplement réactifs (ces systèmes de détection se déclenchent alors même que l'aéronef se trouve déjà en mauvaise posture, contrairement aux systèmes prédictifs qui se déclenchent avant que l'aéronef soit en danger).

En outre, ces systèmes sont trop dépendants des sondes d'incidences. Ceci pose problème notamment dans les phases d'approches, dites en crabes, c'est-à-dire par vent de travers. Si l'aéronef présente une unique sonde d'incidence située dans une zone de turbulence provoquée par le fuselage de l'aéronef, alors la sonde d'incidence risque de délivrer des informations erronées. C'est pourquoi la plupart des aéronefs disposent de deux sondes d'incidences situées de part et d'autre de l'aéronef. La valeur d'angle d'incidence utilisée par les systèmes de gestion du vol est alors une moyenne des angles d'incidence fournis par les deux sondes. Cet agencement limite les erreurs mais provoque des écarts entre la valeur réelle de l'angle d'incidence et la valeur moyennée.

Les problèmes de sondes sont à l'origine d'accidents intervenant dans des phases normales d'approche, dit CFIT pour Controled Flight Into Terrain, au cours desquels les pilotes et les systèmes de vol contrôlent totalement l'aéronef mais se font une fausse idée de sa situation dans le plan vertical et/ou horizontal. Typiquement, si une sonde délivre une information erronée, le pilote automatique peut croire que l'aéronef est au sol. Le pilote automatique coupe alors les moteurs. Le pilote n'a alors pas le temps de réagir et l'aéronef décroche.

L'invention vise notamment à pallier les problèmes cités précédemment en proposant un procédé et un dispositif de protection d'un aéronef en phase de vol permettant d'alerter un pilote d'un risque de décrochage de l'aéronef suffisamment tôt pour qu'il puisse engager une manœuvre de sauvegarde.

A cet effet, l'invention a pour objet un procédé pour la protection d'un aéronef en phase de vol, ledit aéronef présentant plusieurs configurations de becs et volets et comportant des moyens pour mesurer son accélération normale, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comporte les étapes suivantes :

- la détermination, pour au moins une configuration de becs et volets, d'un angle d'incidence limite au-delà duquel l'aéronef court un risque de décrochage,

- la détermination d'un facteur de gain en fonction de l'accélération normale de l'aéronef,

- la comparaison entre l'angle d'incidence actuel de l'aéronef, d'une part et l'angle d'incidence limite pondéré par le facteur de gain d'autre part, l'aéronef volant avec ladite configuration de becs et volets,

- émission d'une alerte indiquant que l'aéronef court un risque de décrochage, si l'angle d'incidence actuel de l'aéronef est supérieur à l'angle d'incidence limite pondéré par le facteur de gain.

L'invention concerne aussi un dispositif pour la protection d'un aéronef en phase de vol, ledit aéronef présentant plusieurs configurations de becs et volets et comportant des moyens pour mesurer son accélération normale, ledit dispositif étant caractérisé en ce qu'il comporte :

- des moyens pour la détermination, pour au moins une configuration de becs et volets, d'un angle d'incidence limite au-delà duquel l'aéronef court un risque de décrochage,

- des moyens pour la détermination d'un facteur de gain en fonction de l'accélération normale de l'aéronef,

- des moyens pour la comparaison entre l'angle d'incidence actuel de l'aéronef, d'une part et l'angle d'incidence limite pondéré par le facteur de gain d'autre part, l'aéronef volant avec ladite configuration de becs et volets,

- des moyens pour l'émission d'une alerte indiquant que l'aéronef court un risque de décrochage, si l'angle d'incidence actuel de l'aéronef est supérieur à l'angle d'incidence limite pondéré par le facteur de gain. En utilisant l'information d'angle d'incidence de l'aéronef combinée à un facteur de gain calculé à partir de l'accélération normale de l'aéronef, l'invention permet de détecter un risque de décrochage suffisamment tôt pour que le pilote puisse engager une manœuvre de sauvegarde.

L'invention a pour avantage d'être paramétrable. En effet, au travers du facteur de gain, il est possible de paramétrer la condition de déclenchement de l'alerte faite au pilote. Ceci permet d'anticiper de façon fiable un risque de décrochage par rapport à une condition reposant uniquement sur une valeur limite d'angle d'incidence.

L'invention a pour avantage de s'adapter exactement aux caractéristiques aérodynamiques de chaque type d'aéronef. En effet, l'angle d'incidence est comparée à des angles d'incidence limites dépendant de la portance réelle de l'aéronef et de ses configurations bec/volets

L'invention a aussi pour avantage d'être fonctionnelle autant en phase d'approche, de croisière qu'en phase de décollage.

L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée faite à titre d'exemple non limitatif et à l'aide des figures parmi lesquelles :

La figure 1 représente le nez d'un aéronef et son axe longitudinal. La figure 2 représente un diagramme illustrant le procédé selon l'invention.

La figure 3 représente un exemple de mise en œuvre du dispositif selon l'invention.

L'invention utilise l'angle d'incidence de l'aéronef pour détecter si celui-ci est sur le point de décrocher. La figure 1 représente le nez d'un aéronef 1 1 et son axe longitudinal 12. L'aéronef vole selon un vecteur vitesse V. L'angle a formé entre le vecteur vitesse V et l'axe longitudinal 12 est appelé angle d'incidence. L'angle d'incidence est un des paramètres de l'aéronef le plus impacté par des changements de vitesse air.

On rappelle que les ailes de l'aéronef supportent des dispositifs permettant le pilotage de l'avion : par exemple les becs et les volets. On appelle configuration becs/volets une inclinaison particulière de becs et de volets de l'aéronef.

La figure 2 représente un diagramme illustrant le procédé selon l'invention. Le procédé selon l'invention comporte les étapes suivantes : - la détermination 201 , pour au moins une configuration de becs et volets, d'un angle d'incidence limite i _imi t _e au-delà duquel l'aéronef court un risque de décrochage,

- la détermination 202 d'un facteur K de gain en fonction de l'accélération normale de l'aéronef,

- la comparaison 203 entre l'angle d'incidence actuel a de l'aéronef, d'une part et l'angle d'incidence limite i _imi t _e pondéré par le facteur de gain K d'autre part, l'aéronef volant avec ladite configuration de becs et volets,

- émission 204 d'une alerte indiquant que l'aéronef court un risque de décrochage, si l'angle d'incidence actuel a de l'aéronef est supérieur à l'angle d'incidence limite i _imi t _e pondéré par le facteur de gain K.

Pour un aéronef donné, la valeur de l'angle d'incidence de décrochage est déterminée via des courbes de coefficient de portance en fonction de l'angle d'incidence. L'angle d'incidence de décrochage correspond à l'angle pour lequel le coefficient de portance atteint sa valeur maximale. Au-delà de cet angle, la portance diminue et l'avion est considéré dans la phase de décrochage.

Par exemple, pour chaque configuration becs et volets, on déduit de l'angle d'incidence de décrochage un angle d'incidence limite i _imi t _e au- delà duquel l'aéronef court un risque de décrochage. Cet angle d'incidence limite est calculé par exemple à 1 .2 fois la vitesse de décrochage.

Le gain K, paramétrable et dépendant de l'information accélération normale, sert à sensibiliser l'angle d'incidence limite i _imi t _e suivant que l'aéronef approche ou non de la fenêtre de décrochage. En effet, plus l'angle d'attaque de l'aéronef tend vers l'angle d'attaque de décrochage, et plus la portance augmente. Une augmentation de portance (et donc l'apparition d'une accélération normale non nulle) alors que la vitesse air de l'aéronef est faible, est caractéristique de l'approche de la zone de décrochage.

Avantageusement, le procédé selon l'invention comprend en outre une étape de désactivation de l'alerte si l'altitude courante de l'aéronef est supérieure à une altitude limite prédéterminée.

Avantageusement, le procédé selon l'invention comprend en outre une étape de désactivation de l'alerte si la vitesse courante de l'aéronef est supérieure à une vitesse limite prédéterminée. Les fausses alertes constituent un problème récurrent sur les systèmes de surveillance connus. Ces différentes étapes de désactivation (en fonction de l'altitude ou de la vitesse) ont pour avantage de limiter les fausses alertes.

L'invention concerne aussi un dispositif pour la protection d'un aéronef en phase de vol. La figure 3 représente un exemple de mise en œuvre du dispositif selon l'invention.

Le dispositif 300 comporte :

- des moyens 301 pour la détermination, pour au moins une configuration de becs et volets, d'un angle d'incidence limite i _imi t _e au-delà duquel l'aéronef court un risque de décrochage,

- des moyens 302 pour la détermination d'un facteur K de gain en fonction de l'accélération normale de l'aéronef,

- des moyens 303 pour la comparaison entre l'angle d'incidence actuel a de l'aéronef, d'une part et l'angle d'incidence limite i _imi t _e pondéré par le facteur de gain K d'autre part, l'aéronef volant avec ladite configuration de becs et volets,

- des moyens 304 pour l'émission d'une alerte indiquant que l'aéronef court un risque de décrochage, si l'angle d'incidence actuel a de l'aéronef est supérieur à l'angle d'incidence limite i _imi t _e pondéré par le facteur de gain K.

Avantageusement, le dispositif selon l'invention comprend en outre des moyens pour désactiver les moyens d'alerte 304 si l'altitude courante de l'aéronef est supérieure à une altitude limite prédéterminée.

Avantageusement, le dispositif selon l'invention comprend en outre des moyens pour désactiver les moyens d'alerte 304 si la vitesse courante de l'aéronef est supérieure à une vitesse limite prédéterminée.

L'altitude courante, la vitesse courante l'angle d'incidence courant sont des paramètres donnés par différents capteurs de l'aéronef et consolidés par les systèmes de gestion du vol de l'aéronef.