ETUDE D'UNE LOI ROLL-OUT AUTOMATIQUE D'UN AIRBUS

Grâce à la loi dite de Roll-Out, un Airbus peut être guidé automatiquement depuis l'impact (à une vitesse de l'ordre de 110 à 140 nœuds) jusqu'à l'arrêt de l'avion, soit durant une vingtaine à une cinquantaine de secondes selon le niveau de freinage choisi.

Comme décrit dans l'introduction de ce chapitre, le guidage longitudinal (freinage) peut être assuré automatiquement (sélecteur Auto-Brake) ou manuellement par le pilote (pédales). Il est complété par l'utilisation des aérofreins (Ground Spoilers) et par le fonctionnement en mode "Reverse" des réacteurs.

Basée sur l'utilisation du faisceau LOCALIZER de l'ILS, cette loi de guidage latéral utilise trois signaux d'entrée principaux :

• L'écart angulaire η à l'axe de la piste mesuré par l'ILS, et lissé à l'aide des informations des centrales inertielles.

• Le cap ψ provenant de la centrale inertielle et compté relativement à l'orientation (QFU) de la piste affichée par l'équipage.

• La vitesse de lacet r, elle aussi donnée par les centrales inertielles.

Le Pilote Automatique élabore alors un ordre, noté δrROF (Roll-Out Feed), commandé à la gouverne de

direction. Cet ordre peut être mélangé à d'éventuels ordres du pilote, limité en amplitude et envoyé à la servocommande de direction. L'autorité du Pilote Automatique est limité à ±18.5°. L'ordre de direction est, par ailleurs, relayé à la roulette de nez par le biais d'un gain. Cependant, afin de limiter de trop fortes contraintes mécaniques, on a dû limiter fortement l'autorité du Pilote Automatique à ±2.6° sur la roulette de nez.

La loi Roll-Out de l'A310 a été certifiée en décembre 1984. Pour en faciliter la mise au point, un filtrage dérivatif sur l'écart LOC, η, a été introduit. A l'époque, ce choix a permis d'éliminer les problèmes supplémentaires de stabilité qu'aurait posé un système présentant une intégration et a été justifié par la courte durée de la phase de roulage. Un intégrateur subsiste mais est sans influence sur la stabilité. En fait, il génère un mode ingouvernable dont le seul but est d'éviter un retour trop rapide vers l'axe de piste aussitôt après l'impact en "dégonflant" progressivement la mesure initiale de l'écart LOC. Une atténuation variant dans le temps permet ensuite d'estimer un écart métrique en désensibilisant la mesure de η. On fait dépendre cette atténuation du temps faute de connaître la position exacte de l'avion sur la piste, la longueur de celle-ci et l'ouverture du faisceau LOC. A partir de l'A320, des estimateurs de l'écart latéral et de la vitesse latérale ont été mis au point.

La mesure du cap subit quant à elle un filtrage passe-haut de constante de temps 8s afin d'effacer progressivement toute erreur de calage de la centrale inertielle ou d'affichage du QFU. On peut aussi remarquer que l'erreur de cap varie de façon similaire à la dérivée de l'écart LOC η (plus exactement comme la vitesse latérale de l'avion), le dérapage des roues sur la piste étant somme toute assez faible. Ceci explique que l'on corrige la mesure de l'erreur de cap par le résultat d'un filtrage du premier ordre sur l'écart LOC. Voici, ci-après le schéma bloc de cette loi :

Application à l'automatisation du pilotage au sol des avions de transport

Figure 4 : Diagramme blocs d'une loi de Roll-Out (A310)

4. CONCLUSION

La mise au point de la loi type de suivi automatique de l'axe de la piste utilisée à l'heure actuelle sur les avions de transport civil (Boeing et Airbus) rend nécessaire de régler au minimum 4 gains de sorte à remplir les exigences de performance et de sécurité. De plus, cette mise au point déjà difficile a été rendue plus ardue par l'introduction de contraintes d'utilisation de la loi vis-à-vis du niveau de vent traversier (limitations à 20 nœuds de vent de travers).

Aujourd'hui, le réglage est réalisé empiriquement en simulation dans un premier temps et, dans un second temps, aux essais en vol. En effet, les modèles de simulation étant prévisionnels, la première combinaison de gains trouvée doit être validée et une mise au point, non négligeable sur le plan économique, en essais en vol est nécessaire. Dans un cadre industriel où performances économiques et performances techniques doivent cohabiter, ce processus devient de mois en moins acceptable.

Enfin, la compréhension et la maîtrise de la loi est rendue de plus en plus difficile par la complexification croissante de l'architecture. Or, celle-ci est essentielle pour prendre en compte des contraintes opérationnelles de plus en plus exigeantes.

C'est pour l'ensemble de ces raisons que l'on propose, par la suite, une méthodologie essayant :

• de rendre le moins empirique possible le réglage initial de cette loi et, par conséquent, de limiter autant que possible la phase d'essais en vol,

• de simplifier autant que possible l'architecture de la loi tout en se rapprochant des architectures de loi existantes pour la phase vol (boucles successives d'asservissement),

• de repousser les limitations d'utilisation de la loi de suivi de l'axe de la piste par introduction d'un nouvel actionneur en plus de la gouverne de direction et de la roulette (le freinage dissymétrique), • de gérer au mieux l'utilisation des actionneurs disponibles lors de la phase sol (introduction d'une

couche de supervision du système de commande),

• de permettre l'automatisation de la commande des mouvements latéraux d'un avion au sol (introduction de lois de pilotage et de lois de guidage).

C'est l'enjeu des deux chapitres suivants de cette partie traitant de la commande des mouvements latéraux d'un avion au sol.

Application à l'automatisation du pilotage au sol des avions de transport

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