Annexe 2-B - Essais de validation des simulateurs d'avions

4. Dynamique des commandes

Les caractéristiques du circuit de commandes de vol d'un avion ont un effet important sur la pilotabilité. La sensation fournie par l'intermédiaire des commandes du poste de pilotage est une considération importante dans le fait qu'un pilote accepte ou non un avion. Des efforts considérables sont déployés dans la conception du système de sensation d'un avion de façon à ce que les pilotes se sentent à l'aise et aient envie de piloter l'avion. Pour être représentatif, un simulateur doit lui aussi présenter au pilote des sensations convenables, c'est-à-dire celles de l'avion simulé. Ce fait est reconnu dans le FAR 121, Appendix H, Phase II (niveau C), Simulator Requirement 10, qui stipule (traduction) : « La dynamique de sensation des commandes de l'avion doit être la même que celle de l'avion simulé. Ceci doit être déterminé en comparant un enregistrement de la dynamique des sensations des commandes du simulateur à celles de l'avion en configuration de décollage, de croisière et d'atterrissage ».

Des enregistrements tels que des réponses libres à une impulsion ou à une fonction progressive sont utilisés ordinairement pour évaluer les propriétés dynamiques des systèmes électromécaniques. Dans tous les cas, il est seulement possible d'évaluer les propriétés dynamiques qui découlent de l'évaluation des véritables entrées et réponses. Il est donc essentiel que les données les meilleures possibles soient obtenues puisqu'il faut faire coïncider le système de charge des commandes du simulateur et celui de l'avion. Les essais de la dynamique des sensations des commandes nécessaires sont décrits à la rubrique 2.B du tableau des essais de validation de la présente annexe. Pour les évaluations initiales et les évaluations d'améliorations, les caractéristiques de la dynamique des commandes doivent être mesurées et enregistrées directement à partir des commandes du poste de pilotage. Pour ce faire, il faut normalement mesurer la réponse libre des commandes après les avoir sollicitées progressivement ou au moyen d'une impulsion pour exciter le système. Ces mesures doivent être prises en conditions et configurations de décollage, de croisière et d'atterrissage.

Dans le cas d'avions dotés d'un système de commandes de vol irréversibles, les mesures peuvent être obtenues au sol si de bonnes entrées sont fournies au circuit anémométrique pour représenter des vitesses types rencontrées en vol. De la même façon, on peut montrer que pour certains avions, les configurations de décollage, de croisière et d'atterrissage ont des effets similaires. Donc, les mesures d'une configuration seulement sont suffisantes. Si une ou l'autre des considérations ou les deux s'appliquent, la validation technique ou l'analyse du constructeur d'avion doit être soumise pour justifier les essais au sol ou l'élimination d'une configuration. Dans le cas des simulateurs qui nécessitent des essais dynamiques et statiques aux commandes, des dispositifs d'essai spéciaux ne seront pas nécessaires durant les évaluations initiales et les évaluations d'améliorations si le GEQ de l'exploitant montre à la fois les résultats des dispositifs d'essai et ceux d'une autre méthode d'essai, tels que les tracés d'un ordinateur qui ont été produits en même temps et qui sont satisfaisants. La répétition de l'autre méthode durant l'évaluation initiale permettra de satisfaire à cette exigence d'essai.

5. évaluation de la dynamique des commandes

Les propriétés dynamiques des systèmes de commande sont souvent citées en termes de fréquence, d'amortissement et d'un certain nombre d'autres mesures classiques que l'on peut trouver dans les ouvrages sur les systèmes de commande. Afin d'établir des moyens cohérents pour valider les résultats d'essais de la charge de commande du simulateur, on a besoin de critères qui définiront clairement l'interprétation des mesures et les tolérances à appliquer. Il faut des critères à la fois pour les systèmes à amortissement insuffisant, critique et excessif. Dans le cas de systèmes à amortissement insuffisant avec un très petit amortissement, le système peut être quantifié en termes de fréquence et d'amortissement. En ce qui touche les systèmes à amortissement critique ou excessif, puisque la fréquence et l'amortissement ne sont pas mesurés facilement à partir des variations des réponses en fonction du temps, il faut donc utiliser d'autres mesures.

Dans le cas des simulateurs des niveaux C et D, les essais pour vérifier que la dynamique de sensation des commandes représente bien l'avion doivent démontrer que les cycles d'amortissement de la dynamique (réponse libre des commandes) correspondent à ceux de l'avion, dans les tolérances d'amortissement prescrites. La méthode d'évaluation de la réponse dans les cas d'amortissement insuffisant et d'amortissement critique est décrite ci-après.

Réponses dans le cas d'un amortissement insuffisant

Il faut prendre deux mesures pendant la période, le temps du premier passage au point neutre (dans le cas d'un taux limite) et la fréquence ultérieure de l'oscillation. Il est essentiel de mesurer les cycles individuellement au cas où les périodes ne sont pas uniformes dans la réponse. Chaque période sera ensuite comparée à la période correspondante du système de commande de l'avion, et elle bénéficiera donc de toutes les tolérances spécifiées pour cette période.

La tolérance d'amortissement doit s'appliquer à chacun des dépassements. Il faut faire attention lorsque l'on applique la tolérance sur de petits dépassements puisque la signification de tels dépassements devient discutable. Seuls les dépassements supérieurs à 5 pour cent du déplacement total initial doivent être considérés significatifs. Le simulateur doit démontrer le même nombre de dépassements significatifs jusqu'à 1 lorsqu'il est comparé aux données de l'avion. La procédure d'évaluation de la réponse est illustrée à la figure 1.

Réponses dans le cas d'un amortissement critique et d'un amortissement excessif

à cause de la nature des réponses en cas d'amortissement critique (aucun dépassement), le temps pour atteindre 90 pour cent de l'état stable (point neutre) doit être le même que pour l'avion, à ±10 pour cent près. La réponse du simulateur devrait être amortie de façon critique également. La figure 2 illustre la procédure.

Tolérances

Le tableau suivant résume les tolérances « T ». Voir les figures 1 et 2 pour l'illustration des mesures de référence.

T(P0) ±10 % de P0
T(P1) ±20 % de P1
T(Pn) ±10 % de Pn
T(An) ±10 % de A1, ±20 % des crêtes ultérieures
T(Ad) ±5 % de Ad
Dépassements ±1

Autre méthode pour mesurer la dynamique des commandes

Un constructeur d'avions a proposé, et TC a accepté, un autre moyen de mesurer la dynamique des commandes. Cette méthode s'applique aux avions et aux systèmes de sensations artificielles. Au lieu de mesurer les réponses libres, on valide le système en mesurant l'effort physique et le taux de mouvement des commandes. Pour chacun des axes de tangage, de roulis et de lacet, il faut déplacer de force les commandes jusqu'en butée aux cadences distinctes suivantes. Ces essais doivent être effectués dans les configurations types de circulation au sol, de décollage, de croisière et d'atterrissage.

  1. Essai statique - Déplacement lent de la commande de façon qu'il faille environ 100 secondes pour aller d'une butée à l'autre.
  2. Essai dynamique lent - Aller d'une butée à l'autre en 10 secondes environ.
  3. Essai dynamique rapide - Aller d'une butée à l'autre en 4 secondes environ.

Remarque : Les essais dynamiques d'une butée à l'autre peuvent être limités à des efforts ne dépassant pas 100 livres.

Tolérances

  1. Essai statique - Tel qu'à la rubrique 2.B de la présente annexe.
  2. Essai dynamique - 2 livres ou 10 % de l'augmentation dynamique par rapport à l'essai statique.

TC pourrait accepter d'autres moyens que celui qui vient d'être décrit. Cependant, ces moyens doivent être justifiés et convenir à l'application. Par exemple, la méthode qui vient d'être décrite peut ne pas s'appliquer à tous les systèmes d'un constructeur et certainement pas aux avions munis de systèmes de commandes de vol réversibles. Donc, chaque cas doit être considéré individuellement. Si TC trouve que les autres méthodes ne donnent pas de résultats satisfaisants en ce qui touche les performances d'un simulateur, il faudra alors adopter des méthodes plus classiques.

Figure 1 - Réponse progressive à un amortissement insuffisant

Figure 1 - Réponse progressive à un amortissement insuffisant

Figure 2 - Réponse progressive à un amortissement critique

Figure 2 - Réponse progressive à un amortissement critique

6. Effet de sol

Pendant les atterrissages et les décollages, les avions se déplacent brièvement près du sol. La présence du sol modifie de façon importante l'écoulement d'air sur l'avion et change donc les caractéristiques aérodynamiques. La proximité du sol crée un obstacle qui empêche l'écoulement descendant de l'air normalement associé à la sustentation. La déflexion vers le bas est fonction de la hauteur, et ses effets sont généralement considérés négligeables à plus d'une envergure d'aile environ de hauteur. La réduction de la déflexion vers le bas comporte trois effets principaux :

  1. une réduction de l'angle de déflexion vers le bas au niveau de l'empennage, dans le cas d'une configuration classique;
  2. une augmentation de la sustentation des ailes et de l'empennage à cause des changements de relation entre le coefficient de portance et l'angle d'attaque (augmentation de la pente de la courbe de portance); et
  3. un diminution de la traînée induite.

Par rapport à un vol hors de l'effet de sol (à un angle d'attaque donné), ces trois effets accentuent la portance dans l'effet de sol et exigent moins de puissance pour voler en palier. à cause de leurs effets connexes sur la stabilité, ils entraînent également des changements importants dans l'angle de la gouverne de profondeur (ou du stabilisateur monobloc) pour compenser l'avion et dans l'effort exercé sur le manche (ou le volant) pour maintenir un coefficient de portance donné pendant le vol en palier à proximité du sol.

Pour qu'un simulateur puisse servir à créditer des décollages et, en particulier, des atterrissage, il doit reproduire fidèlement les changements aérodynamiques qui se produisent dans l'effet de sol. Les paramètres choisis pour valider le simulateur doivent donc bien représenter ces changements. Les paramètres principaux de validation des caractéristiques longitudinales dans l'effet de sol sont les suivants :

  1. angle de la gouverne de profondeur ou du stabilisateur monobloc pour compenser;
  2. puissance (poussée) nécessaire pour le vol en palier (PVP);
  3. angle d'attaque pour un coefficient de portance donné;
  4. altitude et hauteur; et
  5. vitesse.

Dans cette liste de paramètres, on présume que les données sur l'effet de sol sont acquises au cours d'essais de passages à proximité du sol, à plusieurs altitudes dans l'effet de sol et hors de l'effet de sol. Les altitudes d'essais devraient au minimum se trouver à 10 %, 30 % et 70 % de l'envergure de l'avion et à une altitude hors de l'effet de sol, à 150 % de l'envergure par exemple. Les passages en palier à proximité du sol sont obligatoires dans le cas du niveau D, mais non pour les simulateurs de niveaux C et D. Cependant, ils conviennent à tous les niveaux.

Dans le cas des niveaux B et C, si, au lieu de la méthode des passages en palier à proximité du sol, d'autres méthodes sont proposées, telles que des approches sous angle faible jusqu'au sol en maintenant un paramètre donné constant, il est donc important d'avoir d'autres paramètres de validation. Par exemple, si des approches sous angle faible en maintenant une assiette constante sont choisies comme manoeuvres d'essai, l'assiette longitudinale et l'angle de la trajectoire de vol sont des paramètres nécessaires pour la validation. Le choix de la méthode d'essai et des procédures pour valider l'effet de sol est laissé à la discrétion de l'organisme qui effectue les essais en vol. Cependant, une analyse doit être effectuée pour conclure que les essais effectués valident réellement le modèle d'effet de sol.

Les tolérances permises du paramètre longitudinal en vue de la validation des caractéristiques de l'effet de sol sont les suivantes :

Angle de la gouverne de profondeur ou du stabilisateur monobloc ±1°
Puissance nécessaire pour le vol en palier ±5%
Angle d'attaque ±1°
Altitude ou hauteur 10 % ou ±5 pi (1,5m)
Vitesse ±3 noeuds
Assiette longitudinale ±1°

Les caractéristiques latérales et directionnelles sont aussi modifiées par l'effet de sol. à cause des changement déjà mentionnés à propos de la pente de la courbe de portance, l'amortissement en roulis, par exemple, est modifié. Le changement dans l'amortissement en roulis influe sur d'autres modes dynamiques normalement évalués pour valider le simulateur. En fait, l'effet de sol a une incidence sur la dynamique du roulis hollandais, la stabilité d'une spirale et le taux de roulis pendant une sollicitation donnée des commandes de roulis. Les glissades à cap constant sont aussi influencées. Ces effets doivent être considérés dans la conception de modèles mathématiques d'un simulateur. Plusieurs essais tels que les atterrissages par vent de travers, les atterrissages avec un moteur en panne, et les pannes moteur au décollage servent à valider l'effet de sol latéral et directionnel, puisque certaines parties de ces essais sont effectuées en traversant des altitudes où l'effet de sol est un facteur important.

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