Méthode et dispositif anémo-baro-clinométrique, application au positionnement d'un aéronef

La présente invention concerne un dispositif et une méthode permettant de définir la position d'un aéronef à partir de mesures de pression à la surface d'une peau de l'aéronef.

La mesure de différences de pression est communément utilisée dans les systèmes anémo-baro-clinométriques des aéronefs.

Certains modes de réalisation connus mettent en œuvre un tube de Pitot, doté d'une ouverture dirigée face au sens du déplacement de l'aéronef et d'une prise de pression statique qui s'ouvre perpendiculairement à l'écoulement. Des tubes dans l'aéronef relient chacune des sondes à un badin dont le boîtier est étanche. Le badin affiche la vitesse indiquée dans le cockpit. L'intérieur du boîtier est relié à la prise de pression statique et le tube de Pitot est relié à une capsule anéroïde placée dans le boîtier. La membrane de la capsule est typiquement connectée à une aiguille indicatrice par une liaison mécanique. Le déplacement mécanique est directement fonction de la différence de pression entre la sonde de Pitot et la sonde de pression statique, et la vitesse indiquée résulte de cette différence de pression en appliquant la relation de Saint-Venant bien connue.

Des modes de réalisation plus modernes remplacent la capsule anéroïde par des capteurs de pression différentielle plus modernes. Les capteurs modernes ont typiquement une sortie électrique, et des moyens classiques d'acquisition et de traitement du signal peuvent être mis en œuvre pour afficher la vitesse air sur toutes sortes d'écrans et de jauges.

De tels modes de réalisation génèrent intrinsèquement un retard de mesure significatif du paramètre vitesse. Ce retard est de l'ordre de 0,5s. Il reste généralement acceptable dans les aéronefs aérodynamiquement stables, puisque, en conséquence de leur inertie, les vitesses de ces aéronefs varient lentement.

Cependant, les aéronefs aérodynamiquement instables ont un système d'augmentation artificielle de stabilité. Ce système a besoin d'une réponse très rapide des capteurs anémométriques afin de corriger, et même d'anticiper la perte de l'équilibre. Ce besoin est couramment satisfait en disposant plusieurs sondes en un même endroit, typiquement en utilisant des sondes multifonctions, comme décrit par exemple dans le brevet US 3.318.146. Ce brevet divulgue également

une méthode de dérivation mathématique des angles de vol et d'autres paramètres à partir de plusieurs mesures de la pression locale en différents endroits de la peau de l'aéronef. Les calculs s'appuient sur des mesures de différences de pression. Quand toutes les sondes sont co-localisées, typiquement sur le nez d'un avion, des capteurs de pression différentiels connus peuvent être utilisés.

Cependant, seules des sondes protubérantes permettent actuellement de satisfaire en un même endroit toutes les contraintes géométriques portant sur l'orientation des surfaces et des orifices de captation d'air par rapport à l'écoulement. Ces sondes sont typiquement composées d'un canon cylindrique monté sur un pied. Cette approche permet toutes les orientations possibles entre les surfaces de mesure et l'écoulement d'air, mais crée beaucoup de traînée aérodynamique, notamment sur les avions rapides.

Par ailleurs, les aéronefs furtifs sont conçus pour échapper à la détection par radar. Des objets protubérants d'une taille de quelques centimètres sont typiquement le genre de détail qui réfléchit beaucoup d'énergie vers le radar. La tête chanfreinée d'une sonde de Pitot classique est pratiquement un réflecteur radar idéal. Les aéronefs furtifs modernes doivent utiliser soit des sondes furtives spéciales, soit des systèmes anémo-baro-clinométriques affleurant la peau de l'aéronef.

Dans un système anémo-baro-clinométrique affleurant, la forme même de l'aéronef doit offrir des emplacements de mesure appropriés, et même lorsque le fuselage de l'aéronef a une forme grossièrement cylindrique sa taille est cent fois plus grande qu'une tête de sonde classique. La dérivation mathématique des paramètres est très similaire dans les principes à ce qui est divulgué dans le brevet US 3.318.146. Cependant, de longues canalisations sont nécessaires pour connecter chaque capteur de pression différentielle à deux sondes, les sondes étant dispersées sur toute la surface de l'aéronef. Cette organisation induit un retard important entre l'instant où un changement aérodynamique se produit à une sonde et l'instant où ce changement est détecté par le capteur respectif, à l'autre bout de la conduite correspondant.

Une solution alternative consiste à installer des capteurs de pression absolue à chaque emplacement, et à calculer les différences de pression soit avec

l'aide d'un dispositif électrique, soit dans un ordinateur. Ce mode de réalisation réagit rapidement, mais les capteurs de pression absolue doivent avoir une gamme de fonctionnement couvrant toutes les pressions atteintes au point de mesure lorsque l'aéronef évolue entre le niveau de la mer et son altitude maximale. Or, la précision relative de tels capteurs diminue avec la pression ambiante. Ainsi, dans les conditions de faible pression ambiante rencontrées lors d'un vol à haute altitude, l'addition des erreurs non corrigées de chaque capteur devient grande, comparée à la gamme de différences de pression que l'on souhaite mesurer. On trouve peu de documentation relative à des systèmes de ce type ayant donné satisfaction parce que les performances et les détails de la réalisation des quelques uns qui sont connus (bombardier B-2 et démonstrateur d'UCAV X-47) sont tenus secrets.

Le but de l'invention est de diminuer notablement le temps de réponse d'un système anémo-baro-clinométrique d'un aéronef, tout en lui conservant des performances, notamment une précision, sensiblement constantes dans la plupart des conditions d'utilisation.

Selon un premier objet de l'invention, il est proposé un dispositif permettant de mesurer la différence de pression entre deux endroits distants dans des fluides, le dispositif comprenant : - une première sonde de mesure de pression placée en un premier point de mesure de pression dans le fluide,

- un premier capteur de pression différentielle placé près de ladite première sonde de mesure de pression,

- un premier moyen pour relier ladite première sonde de mesure de pression à une première entrée dudit premier capteur de pression différentielle, sans induire de retard pneumatique significatif,

- une deuxième sonde de mesure de pression placée en un deuxième point de mesure de pression dans le fluide,

- un deuxième capteur de pression différentielle placé près de ladite seconde sonde de mesure de pression,

- un deuxième moyen pour relier ladite première sonde de mesure de pression à une première entrée dudit deuxième capteur de pression différentielle, sans induire de retard pneumatique significatif,

- des moyens d'établir une connexion fluidique entre une seconde entrée dudit premier capteur de pression différentielle et une seconde entrée dudit second capteur de pression différentielle en donnant sensiblement une même pression de référence aux deux capteurs de pression différentielle. Ces moyens d'établir une connexion fluidique entre le premier et le second capteur de pression différentielle peuvent inclure au moins une soute, ou cavité, interne, dédiée ou non, par exemple une soute de train d'atterrissage et/ un tube.

Les fluides contenant le premier point de mesure de pression et le second point de mesure de pression peuvent appartenir, ou pas, au même écoulement. Les moyens d'établir une connexion fluidique entre le premier et le second capteur de pression différentielle peuvent être connectés à une troisième sonde de mesure de pression positionnée dans un même écoulement fluidique.

De préférence, la troisième mesure de pression est toujours intermédiaire entre la pression au premier point de mesure de pression et la pression au second point de mesure de pression, dans des conditions d'écoulement établi.

Dans un mode de réalisation préféré, les moyens d'établir une connexion fluidique entre le premier et le second capteur de pression différentielle comprennent :

- un premier diaphragme restreignant l'écoulement du fluide, - un moyen de connecter la première entrée du premier capteur de pression différentielle et la première sonde de mesure de pression à un premier côté du premier diaphragme,

- un moyen de connecter l'autre côté du premier diaphragme à la seconde entrée du premier capteur de pression différentielle, - un second diaphragme restreignant l'écoulement du fluide,

- un moyen de connecter la première entrée du second capteur de pression différentielle et la seconde sonde de mesure de pression à un premier côté du second diaphragme,

- un moyen de connecter l'autre côté du second diaphragme à la seconde entrée du second capteur de pression différentielle,

- un moyen étanche de connecter la seconde entrée du premier capteur de pression différentielle et la seconde entrée du second capteur de pression différentielle.

Le premier et/ou second diaphragme peut être intégré respectivement dans la première et/ou seconde sonde de mesure de pression ou dans le respectivement premier et/ou second capteur de pression différentielle.

L'invention, porte aussi sur un véhicule aérien contenant un dispositif selon l'invention.

Selon l'invention, il est aussi proposé un dispositif, notamment pour positionner un mobile dans un fluide, caractérisé en ce qu'il comprend :

- un ensemble d'au moins deux sondes disposées chacune en un point de mesure différent, et équipée chacune d'un capteur de pression différentielle, - des moyens pour fournir une contre-pression commune à tous les capteurs dudit l'ensemble,

- des moyens calcul comprenant des moyens pour calculer une pression différentielle utile à partir des pressions différentielles (DPA, DPB) respectives mesurées par chaque capteur respectif d'une paire de sondes parmi les sondes dudit ensemble.

De préférence, les capteurs sont chacun positionné à proximité immédiate d'une surface de la peau dudit mobile

Les moyens de calcul peuvent comprendre en outre des moyens pour déduire le coefficient d'incidence et/ou le coefficient de dérapage de l'aéronef dans le fluide à partir de la pression différentielle utile qui a été calculée.

Les moyens de calcul peuvent comprendre des moyens de numérisation d'une valeur mesurée de la pression différentielle locale, avantageusement disposés à proximité immédiate du dudit capteur, et des moyens de transmission de la valeur numérique à des moyens de calcul centraux. Ceci permet de une transmission rapide, de la valeur mesurée.

De préférence, les moyens de fourniture de la contre-pression comprennent une cavité reliée à une entrée aval de chacun des capteurs de l'ensemble de sondes. Un dispositif selon l'invention, peut comprendre plusieurs ensembles de sondes et les moyens de fourniture de la contre-pression peuvent comprendre plusieurs cavités chacune reliée à une entrée aval de chacun des capteurs d'un ensemble, chaque cavité étant maintenue à une pression spécifique.

De préférence un dispositif selon l'invention comprend des moyens pour faire varier progressivement la contre-pression, lentement relativement à la

pression au point de mesure. Ces moyens comprennent avantageusement au moins un orifice de faible dimension relativement à un volume intérieur de la cavité, ledit orifice assurant une fuite de fluide, entre ladite cavité et le milieu extérieur au mobile. Selon un autre mode de réalisation, les moyens de fourniture de la contre- pression peuvent comprendre une conduite reliant directement l'entrée aval du capteur d'une des sondes, avec celle du capteur de l'autre sonde.

Sans que cela soit limitatif, les capteurs peuvent être tous d'une seule gamme, le dispositif comprendre plusieurs paires de sondes, chaque paire comprenant des capteurs de gamme spécifique.

Avantageusement, l'ensemble ou chaque ensemble de sondes comprend au moins trois capteurs et les capteurs de la paire peuvent être choisis parmi deux quelconques desdits au moins trois capteurs.

De préférence, chaque sonde comprend des moyens de filtrage de fréquences parasites, disposés entre une prise d'air au point de mesure et une entrée amont du capteur.

Dans un mode de réalisation particulier, le mobile est un aéronef, et le fluide est de l'air. Pour simplifier les calculs, on peut choisir une paire de sorte que les sondes de la paire sont de part et d'autre du fuselage, l'une au-dessus, l'autre en dessous, sensiblement à une même distance de l'avant de l'aéronef. On peut aussi choisir une paire, ou un autre paire, de sorte que les sondes de la paire sont de part et d'autre du fuselage, l'une à gauche, l'autre à droite, sensiblement à une même distance de l'avant de l'aéronef.

Selon un deuxième objet de l'invention, une méthode selon l'invention, permettant de mesurer la différence de pression entre deux endroits distants dans des fluides comprend les étapes pour :

- disposer deux capteurs différentiels chacun à proximité immédiate d'un point de mesure respectif,

- alimenter les extrémités des capteurs avec sensiblement la même contre- pression,

- mesurer une pression différentielle relativement à la contre-pression respective en chacun desdits points de mesure,

- calculer une pression différentielle utile.

Un dispositif de mesure de différences de pression peut être utilisé au sein d'un système anémo-baro-clinométrique. Dans un tel système, ce dispositif peut avantageusement être mis en œuvre à bord de véhicules aériens, typiquement des avions ou des hélicoptères. D'autres particularités et avantages de l'invention ressortiront encore de la description ci-après, relative à des exemples non limitatifs. Aux dessins annexés :

- la figure 1 est une vue schématique en coupe d'un fuselage d'un avion de reconnaissance furtif vu de devant, illustrant la configuration d'un dispositif selon l'invention.

- la figure 2 illustre la disposition de sondes de pression sur ledit fuselage, selon une vue de gauche, une vue de face, une demie-vue de dessus et une demie-vue de dessous, de l'avion de la figure 1.

- la figure 3 illustre une vue schématique détaillée d'un mode de réalisation préféré pour un dispositif selon l'invention.

- la figure 4 est un organigramme illustrant une méthode selon l'invention, utilisée pour obtenir une différence de pression entre deux points de mesure sur la peau d'un aéronef, à partir des mesures effectuées par deux capteurs de pression différentiels ; et, - la figure 5 illustre des courbes utilisables pour calculer l'incidence et le dérapage en utilisant les mesures de sondes de pression affleurantes.

Les figures 1 et 2 illustrent, de façon simplifiée, un mode de réalisation pour un dispositif 100 selon l'invention. A la figure 1 , ce dispositif est mis en œuvre dans un aéronef 101 , qui est de type avion furtif. Il comprend plusieurs sondes 1 de pression réparties à la surface de la peau 2 de l'avion. Chaque sonde comprend un capteur de pression respectif 3 disposé en aval d'une prise d'air et à proximité immédiate de la peau 2. Cet aéronef est du type aile volante sans dérive. Il a une très faible surface équivalente radar et des sondes protubérantes dégraderaient sa signature de façon significative. Le système utilise sept sondes 1 de pression statique réchauffées identiques.

Chaque capteur 3 est un capteur de pression différentielle, c'est-à-dire qu'il mesure une différence entre une contre-pression P4, captée par une entrée disposée à une extrémité aval 4 du capteur 3, et une pression P1 , captée à une

entrée amont 5 du capteur 3. Chaque capteur 3 est relié par son extrémité aval 4, via une conduite de mesure respective 6, à une cavité 7. La cavité 7 est commune à tous les capteurs du dispositif 100.

La figure 2 illustre la position des sondes 1 , c'est-à-dire la position des points de mesure de la pression, sur la peau de l'avion 101. Les points de mesure sont équipés de sondes affleurantes 1.

Comme illustré aux figures 1 et 2, la cavité interne 7 est placée au-dessus de la soute de train d'atterrissage avant 8.

La soute de train 8 n'est pas étanche à l'air, puisque de l'air peut circuler à travers un interstice 9 qui entoure la trappe 11 de la soute 8. Ainsi, la pression interne à la soute 8 varie sensiblement avec la pression statique extérieure. En outre, l'interstice 9 ayant des dimensions faibles relativement au volume de la soute, la pression interne de la soute 8 est peu sensible aux variations brutales de la pression extérieure. La cavité 7 communique avec la soute 8 par un orifice 12. Cet orifice a des dimensions faibles relativement au volume de la cavité 7, de sorte que la pression interne P7 de la cavité 7 est peu sensible à des variations de la pression dans la soute 8, qui resteraient trop rapides malgré le premier filtrage effectué par l'interstice 9. Ainsi, la cavité 7 est prévue telle que l'air qu'elle contient est calme, et la pression de cet air varie lentement et progressivement, avec la pression extérieure à l'avion.

En outre, la cavité 7 est conçue pour que des écoulements d'air dans la soute ne créent pas de grosses différences de pression entre les extrémités aval 4 des capteurs de pression différentielle 3. Dans le mode de réalisation des figures 1 et 2, cet objectif est atteint d'une part grâce aux dispositions précédemment décrites et en organisant dans la cavité un écoulement symétrique par rapport aux extrémités aval 4 des capteurs 3. La cavité 7 peut être occupée par des équipements mais ceux-ci ne doivent ni émettre, ni absorber de grandes quantités de fluide ou de chaleur, à moins de toujours le faire en maintenant un écoulement symétrique dans la soute. Une émission anormale de fluide et de chaleur pourrait résulter d'un feu sur l'équipement par exemple.

Les effets d'inertie et de gravité dans le fluide, ici l'air, qui remplit la cavité 7 peuvent induire un décalage entre les pressions aux extrémités aval 4 des capteurs de pression différentielle. Quand un fluide dense est utilisé, un tel décalage pourrait en pratique avoir une magnitude plus grande que la vraie différence de pression entre deux points de mesure. Si l'installation est soumise à des accélérations variables, telles que l'on peut les rencontrer dans les aéronefs, un jeu d'accéléromètres peut mesurer le résultat des effets de gravité et d'inertie et fournir des données nécessaires à un algorithme de compensation de décalage. Grâce à cette configuration de la cavité 7, on s'assure ainsi que la pression

P4 aux extrémités aval 4 des capteurs est sensiblement identique pour tous les capteurs et égale à la pression P7. En outre, la pression dans la cavité 7 variant lentement relativement aux pressions mesurées, la longueur des conduites de mesure 6 reliant cette cavité aux capteurs 3 n'induit pas de retard. On va maintenant décrire plus en détail un dispositif 100 selon l'invention, en référence à la figure 3.

Principalement pour des raisons de simplification des figures, le mode de réalisation de la figure 3 diffère du mode de réalisation précédemment décrit, notamment en ce que seuls deux points de mesure A,B sont illustrés, sans que cela affecte le principe de fonctionnement de l'invention. Lorsque nécessaire, des références d'éléments relatifs à un point de mesure seront distinguées par le suffixe A et celles de ceux relatifs à l'autre point de mesure seront distinguées par le suffixe B.

On notera en outre que dans le mode de réalisation de la figure 3, la cavité 7 n'est pas reliée par un orifice 12 à une soute de train 8, contrairement à l'exemple précédent. En effet, notamment sur un avion furtif, les fuites autour de la trappe sont d'autant plus faibles que l'on favorise l'absence de protubérances et de fentes ainsi que la continuité de la peau qui ont un effet direct sur le niveau des échos radar de l'avion. Pour pallier cet inconvénient, dans l'exemple de la figure 3, le dispositif comprend dans chaque sonde 1 une prise d'air 13 pour alimenter la cavité 7. La prise d'air 13 comprend un orifice 14, aussi nommé diaphragme 14, de faible dimension, qui joue le même rôle de filtre que l'interstice 9 et l'orifice 12 de la

figure 1. Chaque prise d'air 13 est reliée à la soute par une conduite de contre- pression 16. De préférence, on choisit les conduites de contre-pression 16 de longueur identique pour l'ensemble des capteurs, de sorte que la pression dans la cavité varie sensiblement comme la moyenne des pressions statiques extérieures à chacun des points de mesure. Une telle disposition est particulièrement avantageuse, puisqu'elle permet de réduire notablement la gamme des capteurs. En outre, dans le cas d'un écoulement symétrique de l'air, en égalisant la longueur des conduites de contre-pression 16, on peut s'affranchir de la nécessité d'une variation lente de la contre-pression P7. Ceci permet de conserver une mesure efficace, même dans le cas où l'avion fait des évolutions verticales rapides. Un piège à eau peut être installé dans la cavité 7.

Une bonne étanchéité de la cavité permet avantageusement de limiter les écoulements d'air dans la cavité, ce qui risquerait de perturber une variation progressive de la contre-pression P7. La figure 3 montre en sa partie supérieure une coupe d'une première sonde de pression affleurante 1A. La deuxième sonde 1 B, représentée en partie basse de la figure 3, non coupée, est du même type que la première sonde 1 B, et ne sera donc pas décrite plus particulièrement.

Chaque sonde 1A,1 B comprend une deuxième prise de pression d'air 17 débouchant dans une chambre de filtrage 18. Cette chambre permet de filtrer les variations de pression parasites, par exemple dues au bruit des moteurs de l'avion. Un capteur de pression différentielle 3A,3B est disposé en aval de la chambre 18. La pression PA dans la chambre est captée au travers d'une entrée amont 5 du capteur 3A. Le capteur mesure ainsi une pression différentielle DPA entre la pression

PA à son entrée amont 5 et la pression P4=P7 à son entrée aval 4, de sorte que DPA=PA-P7.

Dans chaque sonde 1 une carte électronique 20 contrôle le capteur de pression différentielle et permet de numériser la pression différentielle DP mesurée. Les deux sondes 1 sont reliées entre elles par câblage d'interconnexion 21. La carte électronique 20 contient un moyen de traitement de données qui calcule une pression différentielle utile DP entre les points de mesure respectifs des sondes 1A et 1 B en appliquant une méthode telle que celle décrite par la

suite. La pression utile DP peut ensuite être transmise par un câblage d'interface 22 à d'autres équipements de l'avion, par exemple l'avionique.

Dans l'exemple de la figure 1 , chaque sonde peut être reliée à plusieurs autres sondes. Des moyens de calculs peuvent être prévus pour choisir à un instant donné, parmi les sondes reliées entre elles, une paire de sondes la mieux adaptée pour donner un résultat le meilleur dans des conditions de vol instantanées de l'avion 101.

Quand il y a un grand nombre de sondes connectées à une soute centrale 7 dans un système, il est possible de se dispenser d'utiliser un diaphragme 14 intégré dans chaque sonde et d'utiliser un système de fuites distinct 9,12 à la place. Les fuites dans la figure 1 laissent circuler l'air entre la cavité utilisée comme moyen de connexion fluidique 7 et la soute de train 8, puis autour de la porte 11 de la soute de train, avec l'extérieur. Les fuites ou les diaphragmes 14 laissent passer une quantité insignifiante de fluide. Dans des conditions d'écoulement établies sur la figure 1 , la pression dans la cavité 7 est la même que la pression sur la peau 2 de l'avion près de la porte 11 de la soute 8 de train. Cette pression peut même être plus forte ou plus faible que la pression vue par n'importe quelle sonde de pression du système.

Il est évident que si la cavité interne 7 était étanche et était forcée de contenir un vide de référence l'invention fonctionnerait comme un système traditionnel utilisant des capteurs de pression absolue. En effet, un capteur de pression absolue fonctionne comme un capteur de pression différentielle connecté à un vide de référence. L'intérêt de l'invention est d'ajuster continuellement la pression de référence dans la cavité 7 de manière à satisfaire deux conditions : - être aussi proche que possible de la pression sur la peau,

- fournir la même pression de référence à chaque sonde du système. De façon à fournir la même pression à chaque sonde, la chute de pression dans les tubes entre la soute 7 et les sondes 1 doit être négligeable. Cela est possible seulement si très peu d'air y circule. Dans le système de la figure 1 qui utilise des fuites 9, l'air peut entrer et sortir desdits tubes à travers la cavité 7 quand la masse totale de l'air contenu dans le système varie, mais l'air ne peut pas s'écouler à travers lesdits tubes car il n'y a pas d'ouverture du côté sonde 1 des tubes.

Dans le système de la figure 3 qui utilise des diaphragmes 14 l'air s'écoule à travers les tubes, ou conduites de contre-pression 16, et les deux diaphragmes 14, mais la chute de pression est essentiellement concentrée au niveau des diaphragmes 14 et elle est généralement négligeable le long du tube 16. Si l'exigence de précision le permet, on peut remplacer les deux conduites 6,16, par un branchement en forme de « Y ». Dans cette configuration, les branches du « Y » sont de longueurs réduites et respectivement branchées l'une au diaphragme 14, l'autre à l'entrée aval 4 de chaque capteur 3. Le tronc commun du « Y » s'étend jusque dans la cavité 7. Cette disposition permet de réduire notablement le nombre et la longueur des conduites, notamment lorsque le dispositif comprend un grand nombre de sondes, comme celui illustré à la figure 1.

L'intérêt d'avoir une pression de référence proche des pressions à mesurer permet d'utiliser des capteurs de pression ayant une gamme réduite. Si, au contraire, le système fonctionnait avec un vide de référence, alors à la surface du sol les capteurs de pression différentielle verraient au moins 101325 Pascal de différence de pression. Certaines sondes voient une partie de la pression dynamique et peuvent être exposées à une pression différentielle encore plus forte. Des capteurs ayant une gamme de 140000 Pascal sont communément utilisés dans les systèmes anémo-baro-clinométriques pour les avions subsoniques et une gamme de 220000 Pascal est utilisée sur certains avions plus rapides. A l'opposé, et comme c'est le cas dans l'exemple illustré à la figure 3, si le système fonctionne avec la moyenne des pressions vues par les sondes comme référence, la gamme est au minimum divisée par 2, et peut être divisée par 10 sur un avion furtif dont toutes les sondes exploitent des coefficients de pression proches de la pression statique. Comme la technologie des capteurs est indépendante de la gamme, les capteurs ont la même précision relative quelle que soit la gamme. Donc, avec une gamme plus petite les capteurs ont une meilleure précision absolue. Ainsi, l'acquisition de la différence de pression est non seulement plus rapide, mais aussi plus précise. Si l'avion monte ou descend rapidement, la pression statique à l'extérieur décroît ou croît et la masse d'air qui sert de référence de pression décroît ou croît. De ce fait, la pression dans la cavité 7, dans la mesure où elle est en retard sur les conditions ambiantes en évolution rapide, peut devenir supérieure ou inférieure à

la pression vue par n'importe quelle sonde du système. La pression de référence établie dans la cavité 7 est en retard sur la pression au niveau de la peau de l'avion. Les capteurs de pression différentielle 3 ont besoin de leur gamme maximale dans ces conditions, mais une gamme trop grande dégraderait leur précision absolue. Permettre des fuites plus importantes au niveau des diaphragmes 14 peut aussi dégrader la précision du système dans des conditions d'écoulement établi si les deux tubes 16 sont confondus, car davantage d'air va circuler et pourrait créer des chutes de pression non négligeables dans les tubes. La réduction du retard peut cependant permettre l'utilisation de capteurs ayant une gamme plus réduite et une meilleure précision absolue.

Avec le mode de réalisation de la figure 3 et des tubes 16 distincts pour faire la moyenne des pressions et la mesure, la pression de référence suit sans retard significatif les variations de pression extérieures, lors d'évolutions verticales rapides. Un système conçu selon l'invention en objet selon la figure 1 , avec des fuites 9 et contenant une importante masse d'air dans la cavité 7 et la soute 8, peut avoir une référence de pression avec plus de retard qu'un système dans lequel la cavité 7 est étanche et contient peu d'air.

La chute de pression dans les tubes entre les capteurs de pression différentielle 3 et la cavité 7 peut être compensée si le système utilise des tubes distincts pour créer la pression de référence et la mesurer, comme sur la figure 3. Un premier tube de contre-pression 16 communique avec l'extérieur au travers du diaphragme 14 et sert à créer une pression moyenne dans la cavité étanche 7 et un second tube de mesure 6 parallèle au premier va de la cavité 7 aux capteurs de pression différentielle 3. L'air ne peut pas s'écouler dans ledit second tube excepté quand la pression statique varie, mais les fuites au niveau des diaphragmes 14 peuvent être importantes car la chute de pression dans ledit premier tube 16 n'intervient pas dans le résultat des mesures. Un tel système minimise le retard lors des évolutions verticales rapides, minimise la gamme des capteurs et minimise les chutes de pression parasites. C'est le mode de réalisation préféré dans la mesure où il évite le compromis entre gamme des capteurs et fuites qui conduiraient à une limitation de la précision des autres modes de réalisation présentés. Quand le système a de nombreux capteurs

comme l'avion de la figure 2, les tubes de contre-pression 16 ne sont pas nécessaires sur chaque sonde. Deux ou trois tubes de contre-pression 16 suffisent pour créer une pression moyenne correcte dans la cavité 7.

Dans un dispositif selon l'invention, il est possible d'utiliser des capteurs dont la gamme de pression est inférieure ou égale à 10000 Pa.

La figure 4 et la figure 5 illustrent une méthode selon l'invention.

La figure 4 illustre des étapes pour obtenir la différence de pression entre deux points de mesure A et B éloignés l'un de l'autre, en relation avec le dispositif de la figure 3. Cette figure montre notamment comment la pression différentielle est obtenue à partir de mesures brutes des capteurs 3 de pression différentielle.

Une première pression différentielle DPA est mesurée à une étape 31 entre un premier point A exposé à la pression PA et la pression de référence P7 dans la soute 7. Une deuxième pression différentielle DPB est mesurée à une étape 32 entre ladite référence de pression P7 et un second point B exposé à la pression PB. Les deux différences sont additionnées lors d'une étape 33 pour en vue de produire le résultat :

DP = (PA-P7) + (P7-PB) = PA-PB

L'addition finale 33 peut aussi être remplacée par une soustraction, de sorte que : DP = (PA-P7) + (P7-PB) = (PA-P7) - (PB-P7) = PA-PB

Kp étant le coefficient de pression en un point de mesure, la figure 5 montre des lignes de contour de type iso- (Kpl-Kp2)/ (Kp3-Kp4), où 1 ,2,3 et 4 font référence à quatre points de mesure respectifs, en fonction de l'incidence et du dérapage. Le diagramme de gauche 41 illustre cette fonction pour une première paire de sondes sensible à l'incidence. Le diagramme de droite 42 illustre cette fonction pour une deuxième paire de sondes sensible au dérapage. La référence 43 pointe sur une ligne de contour iso-δKp pour ladite première paire de sondes, et la référence 44 pointe sur une ligne de contour iso-δKp pour ladite seconde paire de sondes. Un algorithme du système anémo-baro-clinométrique se base sur de multiples mesures de différences de pression pour calculer la vitesse conventionnelle, l'incidence et le dérapage. La disposition montrée sur la figure 2

permet d'associer deux sondes 1 quelconques pour former de multiples paires de sondes.

La forme inhabituelle d'un avion tel qu'illustré aux figures 1 et 2 lui donne une aérodynamique très instable. Son équilibre longitudinal et latéral n'est conservé qu'au moyen de l'application constante de petits moments correctifs au moyen de ses surfaces de contrôle. La petite taille de cet avion lui donne une faible inertie et son système de commandes de vol doit rapidement détecter et activement corriger tout écart avec la position trimée. Le système anémo-baro- clinométrique doit être capable de détecter les petits changements de pression qui accompagnent chaque modification de l'incidence ou du dérapage.

Quand par exemple l'avion se cabre légèrement la position B (voire figure 1 ) sur l'intrados fait une petit peu plus face à l'écoulement et voit une augmentation de pression, tandis que la position A sur l'extrados fait un petit peu moins face a l'écoulement et voit une diminution de pression. La différence de pression entre la position A sur l'extrados et la position sur l'intrados B décroît quand l'avion se cabre et croît quand il pique. L'amplitude de la variation de pression est la somme des valeurs absolues des variations de pression aux positions A et B.

Si le système de commandes de vol connaît la pression dynamique Q, il peut utiliser l'équation suivante pour calculer la différence entre les coefficients de pression Kp aux positions A et B :

P _A - P _B = (Kp _A - Kp _B ). Q

Les coefficients de pression sont d'une nature purement aérodynamique. Ils dépendent principalement de la forme, de l'incidence et du dérapage. Ils ont de plus une dépendance en nombre de Mach qui reste faible en dessous de Mach

0,7 mais peut augmenter rapidement voire devenir chaotique vers Mach 1. Aux points de fonctionnement habituels il y a une relation pratiquement linéaire entre la différence entre coefficients de pression à des positions bien choisies sur la forme et les deux angles, incidence et dérapage. En exploitant deux ensembles de sondes orientées de manière à maximiser la dépendance en incidence pour le premier ensemble, et la dépendance en dérapage pour le second ensemble, il est possible de calculer l'incidence et le dérapage.

Autour d'une position d'équilibre ledit premier ensemble de sondes montre une forte dépendance à l'incidence. Si nous avions un tracé 3D de la différence des coefficients de pression en fonctions de l'incidence (α) en X, des abscisses, et du dérapage (β) en Y, selon les ordonnées, nous aurions un plan avec un pente presque nulle dans la direction Y et une pente significative dans la direction X. Les lignes de contour d'égale différence de pression seraient presque parallèles à la direction Y (voir figure 5, diagramme de gauche).

Le second ensemble de sondes montre une forte dépendance au dérapage. Le même tracé de la différence des coefficients de pression en fonction de l'incidence (α) en X et du dérapage (β) en Y produit des lignes de contour presque parallèles à la direction X. En utilisant les différences de pression mesurées et la formule précédente, il est possible de savoir quelle ligne de contour 43,44 s'applique dans chaque diagramme. Il est donc simple de calculer l'intersection d'une courbe pratiquement verticale 43 et d'une courbe pratiquement horizontale 44 afin d'obtenir à leur intersection l'incidence et le dérapage courants.

Décrire en plus grand détail comment les paramètres anémo-baro- clinométriques peuvent être dérivés de mesures de différences de pression dans un avion serait hors sujet. Les figures 1 et 2 montrent un nombre réaliste de sondes sur la peau d'un avion particulier. Un tel système est non seulement capable de calculer l'incidence, le dérapage et la vitesse conventionnelle, mais continue de le faire après la panne de plusieurs sondes (givre, choc avec oiseaux

...) et il est capable de se surveiller lui-même. Quand un grand nombre de sondes sont utilisées comme sur la figure 1 , il est plus simple de faire communiquer toutes les sondes entre elles via une soute 7. Quand le dispositif est réalisé avec seulement deux sondes, comme dans la figure 3, un simple tube reliant les deux extrémités aval des capteurs est plus simple à installer.

L'objectif à ce stade est de démontrer l'importance des différences de pression parmi les entrées d'un système anémo-baro-clinométrique, et de mettre l'accent sur la faible latence et l'exigence de forte précision qui pèse sur ces dispositifs de mesure lorsqu'ils sont employés dans des avions instables.

L'invention a des applications immédiates dans le champ de la conception et de la fabrication d'avions furtifs. Elle peut avoir d'autres applications dans l'industrie à chaque fois qu'il est nécessaire de mesurer la différence de pression

entre deux points de mesure éloignés dans un ou deux écoulements fluides lorsque la pression absolue est forte comparée à la différence de pression.

L'invention est un nouveau dispositif qui permet de mesurer les différences de pression avec une précision améliorée et un retard de mesure insignifiant, qui ne nécessite pas de sondes protubérantes. Dans le cas général, le mode de réalisation préféré est illustré par la figure 3.

Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux exemples décrits, et de nombreuses modifications peuvent y être apportées sans sortir du cadre de l'invention. En particulier, plutôt que d'utiliser une cavité reliée avec l'extérieur de l'aéronef, d'autres dispositifs peuvent être prévus pour générer et/ou faire varier la pression de référence. Ces dispositifs peuvent comprendre par exemple un compresseur. En outre, la pression de référence n'est pas nécessairement une pression gazeuse, mais peut être aussi une pression hydraulique. En outre, dans un cas le plus général, on peut mesurer la différence de pression entre deux fluides distincts. Les applications à des véhicules aériens mesurent toujours des différences de pression d'air, et les deux points de mesure de pression sont toujours deux points distincts d'un même écoulement aérodynamique.