Caractère instationnaire des commandes de vol: état des lieux et axes de recherche à Airbus.

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1 IFA 2004 Applications aéronautiques et spatiales Douz 23 novembre 200 Matthieu Jeanneau AIRBUS Research Methods and Tools Stability & Control Department - EYCD Caractère instationnaire des commandes de vol: état des lieux et axes de recherche à Airbus.

2 lan Position du problème de pilotage par commandes de vol Dynamique de l avion Objectifs de contrôle Caractère instationnaire Instationnarité des lois: bref état des lieux Airbus Description Première génération de CDVE Seconde génération de CDVE Perspectives Autres axes de recherche Utilisation de méthodes non-linéaires Adaptation temps-réel des lois Conclusion

3 roblème de pilotage Dynamique de l avion Avions à configuration classique Découplage dynamique longitudinale / latérale Dynamique longitudinale 1 mode rigide principal du 2 nd ordre dit d oscillation d incidence <0.5 Hz) 2 modes rigides lents: phugoïde et rappel de propulsion Dynamique latérale Mode oscillant du 2 nd ordre ordre dit oscillation de dérapage T~6s) Deux modes du 1er ordre: mode de roulis pur rapide) et mode spiral lent) Couplage avec dynamique structurale: oscillations de structure > 1 Hz) Flexion voilure Flexion et torsion fuselage Modes moteur et nacelles etc. Rudder direction Elevator profondeur Trimmable Horizontal Stabilizer Plan Horizontal Réglable 2 Ailerons roulis Flaps volets Slats becs Gouvernes Roll spoilers roulis Speed brakes aérofreins

4 roblème de pilotage Objectifs de contrôle Marges de stabilité suffisantes En incluant la présence du pilote dans la boucle: risque de «pompage piloté» Manœuvrabilité suffisante: Qualités de Vol Manœuvres réglementaires à effectuer en temps donné avec overshoot maximal réponse initiale dynamique etc. Réjection des perturbations externes Environnement aérologique potentiellement fortement perturbé Fatigue des actionneurs sur la vie de l avion à satisfaire Fatigue et efforts max. sur la structure à optimiser Sécurité Robustesse aux cas de pannes biais et erreurs de mesures à valider en statistique

5 roblème de pilotage Caractère instationnaire Paramètres influant la dynamique rigide de l avion Paramètre Description Type de variation Impact sur Configuration avion Position des becs et volets Quasi-discrète Dynamique rigide Point de vol Défini par la vitesse et l altitude de vol Lente et continue Les coefficients aérodynamiques et la pression dynamique Cas de chargement Masse m et position du centre de gravité G Le plus souvent continue mt) G t) Dynamique rigide Remplissage des réservoirs et répartition du chargement Principale cause de variation des caractéristiques structurales Continue et généralement lente Dynamique souple Autres: température pannes

7 nstationnarité des lois: bref état des lieux Airbus Description des CDVE Prise en compte des besoins en terme de QUALITES DE VOL Traitement modal des besoins temporels par placement de pôles et de vecteurs propres: Recherche de temps de réponse overshoot Spécifications de découplage entre axes et entre gouvernes Commande par simple gains sur les grandeurs physiques pertinentes de l avion Recherche de stabilité / marges de stabilité Réjection des perturbations Présence d un intégrateur sur la variable de consigne

8 nstationnarité des lois: bref état des lieux Airbus Première génération d avions à CDVE Paramétrisation des gains fonction de la la vitesse V c t) et le centrage G t) Gains calculés pour chaque Configuration Gains V c t) G t) Conf ) Loi doit être robuste aux variations induites par l altitude et la masse dθ dt GAIN fv C ) - Limits n zc cos cos ) θ ) φ fconf) PEDALS MA NA GEMENT LATERAL CONTROL LAW n z n zc feedback - cos cos dθ dt ) θ ) φ - GAIN fv C G ) GAIN fv C CONF) GAIN fv C G ) GAIN fv C CONF) Loi longitudinale δq e Total elevator and THS order) limit φ & - c GAIN SIDESLIP ES TIMA TION fv C CONF) - φ r d φ =p dt β est φ c δp δr N N k = k Loi latérale k k 8 17 k k k k 16 k i =fv C CONF) β est k 9 p. k 18 r φ k φ 12 c. 0 δrped δp N roll equivalent order δr N yaw equivalent order

9 nstationnarité des lois: bref état des lieux Airbus Seconde génération d avions à CDVE Avions de taille accrue Besoin de boucles supplémentaires pour contrôler les modes structuraux Mesure des accélérations placées en des points judicieux de la structure Le gain de ces boucles est interpolé fonction du point de vol V c t)mt)) Dynamique des filtres fixe robuste Sur certains avions switch discret entre 2 jeux de filtres Un pour réservoir plein Un pour réservoir vide Aircraft dynamics accelerations Servo control Primary Flight Control Computers Flight control laws th order bandpass filter 1 th order bandpass filter 2 phase ajustement GAIN limit fv C M) th order bandpass filter n Tank filling

10 nstationnarité des lois: bref état des lieux Airbus Perspectives Amélioration des approches précédentes Passage 1 ère à 2 nde génération: Passage de lois type Gainst) à des lois Gainst)filtres structuraux SISO Objectif: aller progressivement vers des lois MIMOt) Difficulté de l interpolation de lois MIMO Utilisation des travaux de mise sous forme LQG / Youla Q-Paramétrisation Utilisation de techniques non LTI Commande non linéaire Techniques de commande adaptive

12 utres axes de recherche Méthodes non linéaires Commande non linéaire inverse Cas des systèmes affines en U: =Aθ)B.U ; Y=Cθ) Inversion de la dynamique Obtention de p transferts SISO linéaires Robustification par techniques «RMI» Contrôle par techniques linéaires ) Θ β ) Θ β v - ) Θ F ) Θ F ) ~ Θ U β ) ~ Θ U F U q v s 1 q v s 1 Flight path des Y ~ ~ Y ε - Linear control ) Θ β ) Θ β c v - ) Θ F ) Θ F ) ~ Θ U β ) ~ Θ U F U v - K v - K d

13 utres axes de recherche Méthodes non linéaires Application aux phases de vol où La dynamique varie rapidement Le système est intrinsèquement non linéaire Les saturations en vitesse et position des commandes sont actives Roulage au sol: décélération accélération et taxi Arrondi d atterrissage et dérotation Arrondi de décollage Recherche sur ces techniques arrive à maturité!

14 utres axes de recherche Adaptation temps-réel des lois Remarque sur les approches précédentes Interpolation des correcteurs ou commande non linéaire inverse) Nécessite modélisation précise de la dépendance des dynamiques Passe par une identification en vol longue et coûteuse Nécessite la mesure en vol des paramètres Pas toujours possible Impact sécurité: redondance cas de pannes certification Besoins non satisfaits pour les premiers vols notamment pendant l identification!) Recherche de techniques de contrôle s adaptant automatiquement en temps-réel aux variations des dynamiques

15 utres axes de recherche Adaptation temps-réel des lois Approche n 1: Suivi des caractéristiques fréquentielles Détection en ligne des caractéristiques fréquentielles des modes PILOTE FCPC AVION ORDRES GOUVERNES LO IS DE PILOTAGE RETOURS Adaptation en temps réel des lois ADAPTATIO N LOIS DE PILOTAGE fa ACCELEROMETRES DETECTION MODES Application: contrôle des modes structuraux de l avion Fréquence détectée Pilo te Turbule nc e Contrôle modes structuraux Loi norma le Avio n

16 utres axes de recherche Adaptation temps-réel des lois Approche n 2: minimisation de l énergie oscillatoire Mesure du signal à contrôler Calcul d un critère énergétique Adaptation des paramètres du filtre de contrôle afin de minimiser l énergie du signal Filtre FIR y Système s Σ d modes structuraux) e = d s Adaptation LMS) e Modèle interne du système d* - Σ

18 onclusion Complémentarité des techniques Techniques LTI interpolation Utilisées sur presque tout le domaine de vol opérationnel Complexification des besoins: MIMO lois multi-objectifs synthétisés par techniques modernes H H 2 synthèse convexe ) prise en compte des modes de structure correcteurs d ordre élevé Recherches sur le codage des lois leur interpolation et l amélioration des modèles Cadre linéaire bénéficie de nombreux outils de synthèse mais aussi d analyse Commande non linéaire inverse Adaptée pour étendre le domaine d utilisation des commandes de vol Inversion basée sur les équations de la mécanique du vol: besoin de connaître vitesse altitude masse centrage remplissage réservoirs mais également de modéliser les coefficients aérodynamiques Outils de synthèse peu d outils d analyse Techniques adaptatives Intérêt lorsque l identification des modèles n est pas disponible Heuristiques d adaptation à définir Garanties de stabilité à obtenir Outils de synthèse et d analyse à investiguer

19 Ce document et son contenu sont la propriété d AIRBUS FRANCE S.A.S. Aucun droit de propriété intellectuelle n est accordé par la communication du présent document ou son contenu. Ce document ne doit pas être reproduit ou communiqué à un tiers sans l autorisation expresse et écrite d AIRBUS FRANCE S.A.S. Ce document et son contenu ne doivent pas être utilisés à d autres fins que celles qui sont autorisées. Les déclarations faites dans ce document ne constituent pas une offre commerciale. Elles sont basées sur les postulats indiqués et sont exprimées de bonne foi. Si les motifs de ces déclarations n étaient pas démontrés AIRBUS FRANCE S.A.S serait prêt à en expliquer les fondements.