SYSTEME ANALYTIQUE EMBARQUE POUR GESTION DES RISQUES DU VOL DE L'HELICOPTERE

Nouveaux développements techniques et scientifiques

           Institut des Problèmes du Risque

  SYSTEME ANALYTIQUE EMBARQUE
POUR GESTION DES RISQUES DU VOL DE
          L’HELICOPTERE
  Renseignements pour contact: 140108 Région de Moscou, Ramenskoe, 5, rue K. Marx
                                Tél. (+7495) 748-96-30, zhivetin@bk.ru (Givetine Vladimir
                                Borisovitch, docteur es sciences techniques, recteur de l’Institut
                                des Problèmes du Risque

Justification de la nécessité du système

      Nous proposons à votre attention le système de contrôle aéromécanique (SCA-Zh) que
nous avons étudié et essayé en vol sur la base de l’Entreprise de recherche et de production
«Hélicoptère-Mi» de Kazan; à l’aide duquel est réalisé la mesure des paramètres de la trajectoire
de vol et des charges aéromécaniques sur les pales du rotor principal.
      Les travaux ont été menés au sein du laboratoire de recherches scientifiques de l’Institut
d’aviation de Kazan (directeur scientifique Zhivetine V.B.).
      Les travaux ont été réalisés avec le concours des participants suivants: section de l’Institut
TsAGI, bureau d’études des instruments de Oulianovsk, Institut de recherches scientifiques pour
l’équipement aéronautique, entreprise de recherches scientifiques «Hélicoptère-Mi» de Kazan.
     L’objectif du système mis au point est d’élargir les possibilités fonctionnelles et la sécurité
du vol de l’hélicoptère, y compris en cas de pénétration dans «l’anneau de tourbillon».
       L’objectif se réalise par le fait que la mesure de la différence de pression s’effectue
directement sur l’une des pales du rotor principal de l’hélicoptère à trois points spécialement
choisis sur la corde du profil et à une certaine distance (choisie d’avance) à partir de l’axe de
rotation qui sont assurés par le procédé d’auteur pour le choix de l’emplacement des capteurs de
différence de pression. Reçue à partir des capteurs de différence de pression, l’information est
traitée selon les relations de formule obtenues en assurant le contrôle des paramètres
recherchés de l’état de l’hélicoptère.

Notons que la mise en œuvre du système proposé réduit non seulement son coût de
revenu mais permet de résoudre un nombre de principaux problèmes visant à assurer la sécurité
de pilotage de l’hélicoptère en répondant aux limitations: à la robustesse de la construction de la
pale du rotor principal; pour les possibilités portantes du rotor principal, y compris en fonction de
l’angle d’attaque, de la vitesse du flottement de décrochage par voie d’usage du système actif,
des moments d’articulation sur pale, prévention du régime «d’anneau de tourbillon».
        «L’anneau de tourbillon» –est une zone particulière des régimes avec l’écoulement de
décrochage autour de la pale du rotor principal laquelle fait sortir de la zone de limitation à
l’utilisation. A cause des processus transitoires réalisés dans ce régime les caractéristiques
aérodynamiques et de résistance agissant sur le rotor principal sont très indéfinies, leur contrôle,
surtout dans la zone «d’anneau de tourbillon» est pratiquement impossible par les moyens
modernes; pour cette raison la prévention d’une catastrophe est rendue difficile. En 2006, dans
son rapport «Etat de sécurité des vols en AC des états-membres («Convention sur l’AC et
l’exploitation de l’espace aérien») le Comité entre Etats pour l’aviation a remarqué
«Pratiquement chaque année il arrive des catastrophes aéronautiques avec les hélicoptères par
la suite de la perte de vitesse et de l’entrée au régime «d’anneau de tourbillon». La base
essentielle du système proposé est le système de contrôle aéromécanique SCA-Zh pour lequel
est délivré le brevet (à l’année 2008).
      Le système a été mis en plan de mise en œuvre à bord des hélicoptères Mi, Ka.
Cependant l’impasse financière à l’époque (année 1992) n’avait pas permis d’organiser leur
fabrication en série.

Fonctions su système et
  paramètres contrôlables

       Le système de contrôle aéromécanique (SCA-Zh) de l’hélicoptère réalise la mesure des
paramètres de l’état de l’hélicoptère en vol que voici:
           contrôle et limitation de la traction du rotor principal de l’hélicoptère et de la masse de
           l’hélicoptère aux différents régimes de vol;
           contrôle et limitation de la valeur admissible (critique) du coefficient de force
           sustentatrice de la pale du rotor principal de l’hélicoptère;
           de la vitesse axiale de l’écoulement d’air autour de la pale en prévenant l’entrée dans
           «l’anneau de tourbillon»;
           des vitesses longitudinale Vx et transversale Vz de mouvement du rotor principal de
           l’hélicoptère;
           contrôle et limitation de l’angle d’attaque de la pale du rotor principal.
       Les travaux ont été réalisés aussi pour l’hélicoptère à rotors coaxiaux. En 1992 à l’étape
d’achèvement des travaux on a fabriqué un exemplaire expérimental du système qui a passé les
essais à bord de l’hélicoptère Mi-8.
       Il a été confirmé la précision suffisante de la mesure tant de la traction du rotor principal de
l’hélicoptère que de sa masse; la précision de mesures aussi bien des petites vitesses de vol de
0 m/s et plus que des grandes vitesses de vol répond aux exigences de la pratique. Ces
résultats sont confirmés par le procès-verbal de mise en œuvre.

Ainsi, le SCA-Zh assure la commande (la prévention) des risques:
        d’entrée dans «l’anneau de tourbillon»;
        de naissance du flottement de décrochage;
        dépassement de la traction du RP, de sa valeur admissible;
        dépassement Vx, Vz des valeurs admissibles à l’atterrissage dans les conditions de
        mauvaise visibilité d’altitude.
     L’importance et la nécessité d’un tel système a été indiquée dans les documents joints du
Bureau d’études de Kamov, du Bureau d’études de Mile, de TSAGI.

Notions fondamentales sur le
     fonctionnement du système

      La construction du système de contrôle aéromécanique est basée sur les nouveaux
rapports fonctionnels, obtenues par l’auteur du brevet de Zhivetine V.B., entre la différence de
pression, qui surgit lors du vol aux surfaces portantes supérieure et inférieure de la pale du rotor
principal de l’hélicoptère, et le champ de force aérodynamique reçus par voie théorique et
confirmées par voie d’expérience au cours des balayages et des essais en vol.
     Dans ce cas le système assure:
      − la mesure des paramètres de l’état de l’hélicoptère qui doivent être soumis à la
        restriction en partant des conditions de sécurité du vol;
      − la détermination des valeurs critiques (admissibles) du paramètre à limiter en tenant
        compte des facteurs perturbateurs conditionnant le risque du vol.
      Le fonctionnement du système est basé sur le contrôle des paramètres créés par
l’écoulement d’air sous forme d’un champ de forces de pression aérodynamique. Dans ce cas il
se crée les conditions du contrôle lorsque les conditions non ordinaires d’écoulement se
réalisent dont le contrôle à l’aide des systèmes existants en vue d’identifier la zone des états
dangereux et sécuritaires de l’hélicoptère n’est pas possible.
       Ainsi, par exemple, pour prévenir les états critiques de l’hélicoptère, et en fin de fin des
catastrophes il y a lieu de contrôler l’angle d’attaque de la pale αp et la vitesse d’écoulement
d’air autour de la pale Vp. Notons que les moyens modernes n’assurent pas un tel contrôle.

Avantages du système

       Les avantages du système sont confirmés au cours des essais en vol.
       En 1992, à l’étape d’achèvement des travaux, on avait fabriqué un exemplaire
expérimental du système qui avait passé les essais en vol.
       Le test a eu pour l’objectif de vérifier l’état de fonctionnement du mesureur aérométrique
de masse d’hélicoptère et de traction du rotor principal, d’acquérir des estimations quantitatives
réelles permettant de concorder les algorithmes de service avec les résultats théoriques et de
les corriger. L’étude a été exécutée sur l’hélicoptère Mi-8PS n° 0203 dont une pale était équipée
de capteurs de différence de pression.
       Suivant les résultats des essais en nature de l’exemplaire expérimental du mesureur de
masse d’hélicoptère on déterminait la différence des valeurs δm = mr –mmes , où mr est la valeur
réelle de la masse déterminée à l’aide de la balance en tenant compte de la consommation du
carburant en vol; mmes – masse de l’hélicoptère mesurée à l’aide du mesureur.
       Le traitement des matériaux des essais en vol a démontré que la valeur moyenne d’erreur
de masse fait 1,37 %.
       Les essais en vol du système de mesure de traction du rotor principal ont démontré que
l’erreur de mesure de traction aux différents régimes de vol varie de 0 % à 2 %; ce qui indique
sur la bonne perspective de réalisation du système mis au point. Les essais en vol du mesureur
de vitesses longitudinale Vx et transversale Vz du vol aux différents régimes de vol et aux
différentes vitesses de vol ont démontré que l’erreur de mesure ne dépasse pas 0,97 m/s avec la
probabilité de confidence de 0,9.

Ainsi, on a confirmé que la précision de mesure est suffisante aussi bien pour la traction du
rotor principal de l’hélicoptère que pour sa masse, et que la précision de mesure, tant des
basses vitesses de vol allant de 0 m/s et plus, que des grandes vitesses de vol, satisfait les
exigences de la pratique. Ces résultats sont confirmés par le procès-verbal de mise en œuvre.
      Soulignons que la mise en œuvre du système proposé diminue non seulement le coût des
systèmes eux-mêmes mais il permet de résoudre un nombre des principaux problèmes relatifs à
l’assurance de la sécurité de pilotage de l’hélicoptère par voie de satisfaction aux restrictions:
aux possibilités portantes du rotor et à l’angle d’attaque; pour la résistance de la construction de
la pale du rotor principal; pour la vitesse du flottement de décrochage par voie d’application du
système actif; pour la valeur des moments de charnière de la pale.

Organisation du système

      La particularité distinctive du système réside en application des nouveaux développements
scientifiques et techniques.
     De par construction le système comprend:
        des capteurs de différence de pression montés dans les blocs spéciaux;
        un bloc d’adaptation et de conversion: analogue –code (nombre);
        un bloc de commande, de calcul et d’analyse;
        des indicateurs des valeurs mesurées et admissibles des paramètres contrôlables et
        limitables.
     En même temps, la synthèse et l’analyse du système sont étudiées de sorte à permettre
de prendre en compte les particularités de liaison réciproque et d’influence mutuelle de deux
systèmes de contrôle et de commande formés:
        par l’équipage de l’hélicoptère, c.-à-d. on considère le facteur humain, y compris l’erreur
        de l’activité intellectuelle de l’homme;
        par le système de contrôle aéromécanique.

Recommandations

      Le système de contrôle aéromécanique SCA-Zh mis au point a reçu une bonne note de la
part des bureaux d’études leaders dans le domaine de construction d’avions et d’hélicoptères:
        bureau d’études de S.V. Ilyouchine,
        bureau d’études de A.N. Tupolev;
        Institut Central Aérohydrodynamique (TsAGI),
        bureau d’études de Mile,
        bureau d’études de Kamov,
        usine de moteur de Moscou «Vitesse»,
        bureau d’études de Soukhoï.

Possibilites du systeme

Le système permet:
  de mesurer la traction du rotor principal de l’hélicoptère en vol, ce qui assure, selon le
  procès-verbal de la conférence technique du KNPP «Hélicoptères-Mi», la possibilité de
  créer un système unique de mesure de masse et de centrage de l’hélicoptère au sol et
  en vol avec l’utilisation d’un calculateur unique et des moyens de visualisation des
  informations;
  de mesurer la vitesse de vol de l’hélicoptère en partant de la composante zéro,
  longitudinale et latérale Vx et Vz respectivement, ce qui assure l’augmentation de la
  sécurité d’atterrissage (de pilotage), surtout dans les conditions de surface enneigée;
  de mesurer l’angle d’attaque αp et le coefficient de force portante Cyp de la pale du
  rotor principal d’hélicoptère, ce qui assure la possibilité de prévenir le décrochage de
  l’écoulement d’air conditionné par les exigences de manoeuvrabilité et par la volonté
  des organismes utilisateurs de transporter des cargaisons de poids maximum
  admissible;
  de contrôler le flottement de la pale dans les différents conditions et régimes de vol;
  de contrôler la pression dynamique sur les pales du rotor principal, ce qui conditionne la
  possibilité de prévenir ses valeurs dangereuses.
Ci-dessous les avantages énumérés du système sont examinés en plus de détails.

Mesure de la traction du rotor principal en vol

      La mesure de masse d’hélicoptère permet de résoudre les problèmes suivants: limiter les
régimes limites de vol conditionnés par phénomènes de décrochage sur le rotor principal; choisir
un régime de vol optimal du point de vue de l’économie du carburant; assurer la dynamique dans
le système automatisé de commande de vol et de manœuvre de l’hélicoptère.
      Aux régimes de vol lorsque le poids G de l’hélicoptère est égal à la traction T du rotor
principal, c.-à-d. G = T, on doit remplir la condition G ≤ Gadm, où Gadm – poids d’hélicoptère
admissible selon les exigences de l’exploitation en vol. Au cas contraire, l’angle d’incidence, la
portance de la pale du rotor principal ou la vitesse verticale de l’hélicoptère Vy dépassent les
limites des valeurs admissibles.
      Si la charge sur les pales du rotor principal dépasse les valeurs admissibles, l’hélicoptère
perd la stabilité, les moments de charnière sur les pales augmentent. Tout cela conduit à la
diminution de la durée de fonctionnement de la construction, et dans certains cas – à la
destruction de la pale et à la collision de l’hélicoptère avec le sol.
      On a fait l’analyse de la mesure de la traction T du rotor principal de l’hélicoptère p% (z, x)
par voie de mesure:
     ϕ0 – de l’angle du pas collectif de la pale; α0 – de l’angle de conicité de la pale;
      – de la différence de pression mesurée en section zj suivant l’envergure de la pale et au
point xj suivant la corde du profil.

Pour chacun des procédés de mesure examinés on a étudié les dépendances entre la
traction du rotor principal et la vitesse du vol horizontal lors de la variation des valeurs du
coefficient de traction du rotor principal en application à l’hélicoptère MI-8. L’analyse de ces
dépendances ainsi que la comparaison entre eux des erreurs méthodiques de chaque procédé
obtenues par voie analytique démontrent que le procédé-ϕ0 de mesure de traction du rotor
principal dépend sensiblement de la vitesse de vol, dans ce cas d’une manière assez
compliquée, mais possède une sensibilité plus grande à la variation de la traction du rotor
principal (pour les faibles vitesses de vol) que le procédé-a0 qui a cependant une sensibilité
faible à la variation de la vitesse de vol. En même temps, le procédé de mesure aérométrique de
traction du rotor principal se caractérise aussi bien par une sensibilité suffisamment haute à la
variation de la traction du rotor principal qu’il dépend peu de la vitesse de vol.
     Il est montré que le procédé aérométrique de mesure de la traction du rotor principal ou de
la masse de l’hélicoptère en vol assure la précision plus haute de contrôle par rapport avec les
procédés reliés à la mesure de ϕ0 et de a0.
      Notons que l’erreur de mesure de la masse de l’hélicoptère en vol obtenue suivant les
résultats des essais en vol satisfait à la pratique en faisant 1 % environ.

Décrochage de l’écoulement d’air de la pale
    du RP – limites de décrochage

       L’écoulement d’air peut se décrocher pendant le vol avec une vitesse dépassant celle
admissible et se fait naître en azimut ψ = 270°, autrement dit sur la pale reculante où les vitesses
des mouvements rotatifs sont dirigées dans les sens différents tandis que les angles d’incidence
des sections de la pale peuvent devenir supérieurs à ceux critiques. A cause du décrochage
d’écoulement d’air l’extrémité de la pale perd la force sustentatrice, simultanément il est observé
la croissance brusque d’irrégularité des forces; à cause de cela l’hélicoptère subit des vibrations
fortes, et l’accroissement des pertes de profil entraîne l’augmentation de la puissance requise du
moteur. Dans ce cas il apparaît sur le rotor principal un moment de roulis qui a tendance de
basculer l’hélicoptère sur le bord dans le sens de la pale reculante.
       Avec l’augmentation de la zone de décrochage d’écoulement d’air l’hélicoptère perd la
maniabilité.
       En même temps, par la suite de l’accroissement des moments de charnière variables sur la
pale, les charges s’accroissent brusquement dans le système de commande, les contraintes dans
les pales augmentent. La vibration élevée, les contraintes dans les pales et les charges élevées
dans le système de commande lors du vol dans la zone de décrochage tout en restant inaperçues
pendant un temps prolongé par le pilote baissent beaucoup la durée de vie de la construction.
       Les limitations pour le décrochage d’écoulement d’air sont assignées sous forme de
dépendance Cyadm = f(ny, ϑ, G,…), laquelle n’a pas trouvé son application dans la pratique de vol
à cause de la complexité de sa réalisation. Ainsi, les besoins de l’exploitation en vol entraînent
l’impératif de créer un système de limitation de la force sustentatrice du rotor principal de
l’hélicoptère. L’une des voies de réalisation d’un tel système est le système de limitation construit
sur la base du champ des forces aérodynamiques.

L’essentiel du procédé. Les capteurs de différence de pression sont installés aux
différents points sur une même pale. Chaque capteur mesure la différence de pression dans un
point aux surfaces supérieure et inférieure de la pale. L’information obtenue est transmise à
l’ordinateur où elle est traitée suivant les dépendances reçues par l’auteur. A l’issue de
l’ordinateur, les indicateurs visualisent la valeur numérique du paramètre contrôlable.
      Dans ce cas, selon les ouvrages de Vildgroube L.S., comme régime de vol critique il est
considéré celui auquel le coefficient de force sustentatrice moyenne sur la pale Cy à l’azimut ψ =
270° devient égal au coefficient maximal de force sustentatrice du profil Cymax. Ce procédé est
appliqué pour le système SCA-Zh pour la réalisation pratique. Dans ce cas, Cymax étant connu, le
convertisseur fonctionnel selon l’information provenant du capteur de différence de pression
détermine les limites de décrochage d’écoulement d’air autour de la pale du rotor principal.

Méthode aéromécanique de mesure des
   vitesses de mouvement du RP

      Le procédé traditionnel de mesure de la vitesse de vol à l’aide de l’antenne anémométrique
n’est pas tout à fait acceptable pour déterminer la vitesse air de mouvement de l’hélicoptère à cause
de trois motifs: premièrement, ce procédé ne permet de déterminer que la valeur d’une composante
longitudinale du vecteur vitesse-air de mouvement de l’hélicoptère; deuxièmement, en fait, ce n’est
pas la vitesse vraie à l’infini qui est mesurée, mais la vitesse du vent relatif perturbé aussi bien par
la présence dans celui-ci de l’hélicoptère lui-même que par la présence d’une déflexion forte à partir
du rotor principal; troisièmement, ce procédé de mesure ne permet pas de mesurer avec la
précision suffisante la vitesse de mouvement de l’hélicoptère dans la gamme des faibles vitesses.
       Le système de mesure de vitesse de vol de l’hélicoptère exploite comme l’information primaire
le champ des pressions aérodynamiques à la surface de la pale du rotor principal lequel détermine
la réaction du milieu aérien sur les perturbations apportées par l’hélicoptère. Dans ce cas, aussi
bien l’action de force du courant sur l’hélicoptère et sur ses composants que les paramètres du
courant non perturbé, sont déterminés par voie indirecte, par l’intermédiaire du champ de pressions
sur les surfaces de la pale du rotor principal. Dans ce cas on a recours aux lois d’aérodynamique
d’écoulement sur la base desquelles on a acquis la liaison adéquate entre la vitesse de vol de
l’hélicoptère et les caractéristiques ponctuelles du champ de pressions à sa surface.
       La mesure des vitesses longitudinale et transversales de vol de l’hélicoptère est basée sur
l’information relative à la valeur de la pression aérodynamique dans une certaine section de la pale du
rotor principal. La mesure de la valeur de la pression dynamique écoulant autour du profil
aérodynamique est effectuée en utilisant l’information sur le champ de pressions à la surface dudit profil.

En possédant à sa disposition de l’information relative aux valeurs de la différence de
pression mesurées entre les points choisis d’une manière déterminée à la surface de la pale
dans une section donnée, on fait le calcul de la pression dynamique q dans cette section de la
pale. Les coefficients faisant partie la dépendance appliquée peuvent être déterminés soit
analytiquement, soit par voie d’expérience.
      Il convient de noter que le fait d’exclure la force normale de l’équation de mesure du
coefficient Cy signifie exclure de la loi de fonctionnement du système de mesure l’influence de
l’angle d’attaque du profil, ce qui augmente la précision de fonctionnement du système.
      La valeur de la pression dynamique q est mesurée dans les quatre positions
caractéristiques de la pale en azimut ψ = 0; ψ = π/2; ψ = π; ψ = 3/2π et prend les valeurs q1, q2,
q3 et q4 respectivement.
       Il est mis au point deux approches à la construction de l’algorithme de traitement de
l’information relative aux valeurs de la pression dynamique aux points de position indiqués de la pale
avec le but de construire l’algorithme de calcul des vitesses longitudinale Vx et transversale Vz du vol.
      L’avantage essentiel de la méthode proposée pour la mesure de la vitesse de mouvement
de l’hélicoptère se réduit à ce que cette méthode assure la précision acceptable de mesure des
basses vitesses de mouvement.
      Les essais du système de mesure des vitesses Vx et Vz ont été passés de concert avec
les spécialistes de l’entreprise KNPP «Hélicoptères-Mi». Les matériaux des essais sont portés à
la connaissance du Conseil scientifique et technique et recommandés pour être mis en œuvre.

Бортовая аналитическая система
                           управления рисками
                             полета вертолета
                         (на французском языке)
______________________________________________________________________
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                        Изд. № IPR-2ф