Avionique Embarquée Chapitre 1: Introduction à l’avionique 1. Définition: L’avionique est un mot tiré à partir de la combinaison des mots aviation plus électronique et signifié l’application des techniques électroniques dans le domaine de l’aviation. L’avionique représente l’ensemble des équipements électroniques, électriques et informatiques nécessaires au fonctionnement d’un aéronef. 2. Système embarqué (Embedded System) : L’ avionique embarquée représente l’ensemble des matériels et logiciels embarqués à bord de l’avion, qui assurent diverses fonctions telles que le traitement des informations provenant des capteurs, le pilotage automatique, la gestion du niveau de carburant, les échanges de messages avec l’operateur au sol, pendant le vol, etc. Les systèmes avioniques occupent une place non négligeable dans le coût des avions modernes (de l’ordre de 33% du cout total) Exemple: • le système F.B .W« Fly By Wire ». • l’avionique à bord devient entièrement numérique (écran EFIS, ECAM, etc.). • les gyroscopes et les accéléromètres • la centrale aérodynamique pour mesurer l’altitude, la vitesse et l’angle d’incidence • les moyens de commande pour le pilote 3. Avantages des systèmes avioniques peuvent être résumés comme suit : • Augmentation du facteur de sécurité, • Réduire les membres d’équipage (de cinq à deux), • Réduire la charge de travail de l’équipage, • Bénéfice économique pour les compagnies aériennes, • Réduction du poids de l’avion à pour conséquence de transporter plus de passagers, gain d’autonomie et moins de consommation de carburant. • Augmentation des performances et la qualité de vol. De nouvelles innovations ont été intégrés à des aéronefs modernes depuis les années 2000 et les recherches se poursuivent pour améliorer les aéronefs et le système de transport aérien. Les avancées notables comprennent: • Les A380 et B787 ont été mis en service. • L’utilisation de réseaux de bus de données commerciaux prêts à l'emploi a considérablement augmenté: en particulier, ARINC 664 au niveau de l’avion. • Introduction des implémentations IMA avancées (3ème génération) sur A380, B787 et émergentes sur A350. • Implémentations des systèmes électriques (More-electric aircraft MEA); en partie sur l’A380 et plus largement sur le B787. • La croissance rapide des systèmes mondiaux de navigation par satellite (GNSS) en plus du GPS. Le GLONASS russe a été reconstitué ces dernières années et les systèmes COMPASS (Chine) et Galileo (Union européenne) sont en cours d'établissement. • L’introduction de la valise de vol électronique (EFB electronic flight bag), plus récemment avec la mise en œuvre d’iPad par certaines organisations. • L'introduction du système amélioré d'approches au sol GBAS (ground-based augmentation systems) • Améliorations significatives des écrans de poste de pilotage. La tendance à l’affichage de surfaces d’affichage plus grandes s’est poursuivie et même intensifiée. Cockpit A380 A380 (2007) Boeing 787 flight deck (2011). • Adoption plus large d’affichages tête haute (HUD) et utilisation de systèmes de vision améliorée (Enhanced vision systems : EVS) pour aider à atténuer la réduction de la visibilité en tant que facteur limitant des opérations aériennes. Systèmes avionique En se référant à la figure 1, on peut voir que les principaux sous-systèmes avioniques ont été regroupés en cinq couches selon leur rôle et leur fonction [selon Collinson 2011]. • Systèmes interface Homme-Machine. • Systèmes de capteurs d'état des aéronefs • Systèmes de navigation • Systèmes de capteurs des informations externes • Systèmes d'automatisation des tâches 1. Interfaces homme-machine Ceux-ci comprennent les instruments d’affichages, les moyens de communications, l’enregistrement et le contrôle des données et les commandes de vol. Les systèmes d'affichage fournissent l'interface visuelle entre le pilote et les systèmes de l'aéronef et comprennent les écrans EFIS, ECAM, HUD EFIS HUD ECAM Les systèmes de communication jouent un rôle vital; la nécessité d'une communication bidirectionnelle fiable entre les stations au sol et l'aéronef ou entre les aéronefs est essentielle pour le contrôle du trafic aérien. Un équipement émetteur et récepteur radio était en fait le premier système avionique à être installé dans un avion. Les systèmes de communications par satellite (SATCOM) sont également installés dans de nombreux avions modernes et capables de fournir une communication mondiale très fiable. Les systèmes de saisie et de contrôle des données sont essentiels pour que l'équipage puisse interagir avec les systèmes avioniques. Ces systèmes sont les boites de commande comme le FCU (Flight Control Panel), ECP (EFIS/ECAM Control Panel), MCDU (Multifunction Control Display Unit), RMP (Radio Management Panel), ACP (Audio Control Panel). FCU ECP RMP (Radio Management Panel) ACP (Audio Control Panel). ECP (ECAM Control Panel) MCDU (Multi-functions Control Display Unit), Les systèmes de commande de vol exploitent la technologie des systèmes électroniques dans deux domaines, à savoir les systèmes d'auto-stabilisation (ou d'augmentation de la stabilité) et les systèmes de commande de vol FBW (Flight By Wire). 2. Systèmes de capteurs d'état des aéronefs Ceux-ci comprennent les systèmes de données d'air ou aérodynamiques et les systèmes de capteurs inertiels. Les systèmes de données aérodynamiques (ADC) fournissent des informations précises sur les quantités de données atmosphériques, c'est-à-dire l'altitude, la vitesse calibrée, la vitesse verticale, la vitesse vraie, le nombre de Mach et l'angle d'incidence. Le système ADC calcule ces quantités à partir des sorties de capteurs très précis qui mesurent la pression statique, la pression totale et la température de l'air extérieur. L'angle d'incidence du flux d'air est dérivé des capteurs d'incidence du flux d'air. Les systèmes de capteurs inertiels fournissent des informations sur l'assiette de l'aéronef (angle de tangage et de roulis) et la direction dans laquelle il se dirige (le cap ou la route). Ces informations sont essentielles pour le pilote lors de l'exécution d'une manœuvre ou d'un vol dans des conditions de mauvaise visibilité, de vol dans les nuages ou de nuit. Ils sont également requises par un certain nombre de sous-systèmes avioniques qui sont essentiels pour la mission de l’aéronef. par exemple, le pilote automatique et le système de navigation. Les informations d'attitude et de cap sont fournies par les systèmes de capteur inertiel tel que les gyroscopes et les accéléromètres. Dans les avions modernes, la centrale inertielle (INS/IRS) est adoptée comme un capteur intégré très précis pour le pilotage et la navigation autonome. 3. Systèmes de navigation Des informations de navigation précises, c'est-à-dire la position de l'aéronef, sa vitesse sol et sa route vraie sont clairement essentielles pour la mission de l’aéronef, qu’elle soit civile ou militaire. Les systèmes de navigation peuvent être divisés en systèmes de radionavigation par rapport aux points fixes basés sur des émetteurs par satellite ou au sol (Satcomm, VOR/DME, WPT, ILS,) et systèmes de navigation à l'estime (dead reckoning DR); les deux types sont requis dans l'aéronef. Les systèmes de navigation à l'estime déterminent la position actuelle du véhicule en estimant la distance parcourue à partir d'une position connue on connaissant la vitesse et la direction du mouvement du véhicule. Les systèmes de navigation de position fixe dépendent des références externes pour déterminer la position de l’aéronef. Par exemple, des émetteurs radio / radar au sol, ou dans des satellites dont les positions orbitales sont connues avec précision. 4. Systèmes de capteurs d’environnement externe de l’avion Ces systèmes comprennent les antennes de radiocommunication (VHF, HF) et de radionavigation (VOR/DME, ILS, GPS, Radioaltimètre), un radar météo et un capteur infrarouge, permettent un fonctionnement par tous les temps et la nuit et transforment la capacité opérationnelle de l'aéronef. Exemple : Système Radar météo Principe de détection de perturbation WINDSHEAR Systèmes d'automatisation des tâches Comprennent les systèmes qui réduisent la charge de travail de l'équipage en gérant autant de tâches que nécessaire, de sorte que le rôle de l'équipage est un rôle de supervision. Les tâches et les rôles de ceux-ci sont très brièvement résumés ci-dessous. La gestion de la navigation a travers le FMS (Flight Management system) comprend le fonctionnement de tous les systèmes d'aide à la radionavigation et la combinaison des données de toutes les sources de navigation, telles que le GPS et les systèmes INS, pour fournir la meilleure estimation possible de la position, de la vitesse sol et de la trajectoire de l'aéronef. Le système dérive ensuite les commandes de pilotage pour le pilote automatique de sorte que l'aéronef suive automatiquement la route de navigation planifié, y compris tout changement de cap lorsque des points de cheminement particuliers sont atteints le long de route vers la destination. Les systèmes de contrôle et de gestion du moteur effectuent la tâche de contrôle, de gestion et de surveillance efficaces des moteurs. L'équipement électronique d'un turboréacteur moderne est très considérable et il fait partie intégrante du moteur et est essentiel à son fonctionnement. De nombreux moteurs à réaction modernes ont un système de commande numérique du moteur (FADEC). Cela commande automatiquement l'écoulement de carburant vers les chambres de combustion du moteur par l'unité de commande de carburant de manière à fournir une commande en boucle fermée de la poussée du moteur en réponse à la commande d'accélérateur. House Keeping Management est le terme utilisé pour couvrir l’automatisation des tâches comprennent: • Gestion du système d'alimentation électrique; • Gestion du système d'alimentation hydraulique; • Systèmes de pressurisation cabine / cockpit; • Systèmes d'alerte; • Systèmes de maintenance et de surveillance. Chapitre 2 : Centrale Aérodynamique ADC (Air Data Computer) 1. Introduction La centrale aérodynamique ADC élabore des informations précises sur les paramètres de vol aérodynamiques telles que l'altitude pression, la vitesse verticale, la vitesse calibrée, la vitesse réelle, le nombre de Mach, la température statique de l'air et le rapport de densité de l'air. Ces informations sont essentielles pour que le pilote puisse piloter l'aéronef en toute sécurité. Elles sont également requises par un certain nombre de sous-systèmes avioniques essentiels qui lui permet de mener à bien sa mission. C'est donc l'un des systèmes avioniques clés à part entier et fait partie du noyau essentiel des sous-systèmes avioniques nécessaires dans tous les aéronefs modernes, civils ou militaires. 2. Définition: La centrale aérodynamique est un calculateur de bord qui centralise les données brutes fournies par des les capteurs aérodynamiques, par exemple capteurs de pression, de température, et les transforme en informations utilisables directement dans le système avionique de pilotage et de navigation de l’avion . Principe de l’ADC 3. Composition: Le système ADC est composée selon la figure suivante de: • Trois calculateurs ADC; • Une boite de commande • Capteurs de paramètres de l’air (capteurs de pression total, capteurs de pression statique, Capteurs de température, et capteur de l’angle d’incidence); • Ecrans d’affichage des paramètres de vol calculés par le calculateur Informations d’entrées ADC: Les ADC reçoivent des données de plusieurs capteurs de données aérodynamiques. Les entrées Pitot et statiques sont traitées par des modules de données aérodynamiques (ADM) et envoyées aux ADC, en outre, les informations des capteurs d'angle d'attaque (AOA) et de température totale de l'air (TAT) envoient leurs informations directement aux ADC. Les capteurs de données aérodynamiques sont localisés principalement sur la partie fuselage avant loin des perturbations aérodynamiques comme le montre la figure suivant. Les calculateurs sont localisés au niveau de la soute électronique et la boite de commande ainsi que les écrans d’affichages se trouvent dans le cockpit. Le module ADM calcule les paramètres de données aérodynamiques et fournir une pression corrigée en température numériquement aux: unités de référence inertielles de données aériennes (ADIRU), commandes de vol ou unités d'avionique modulaire (MAU) Architecture avionique de l’ADC Données fournies par l’ADC Les données fournies par l’ADC sont: l’altitude pression (barometric altitude ALT), la vitesse indiquée (indicated airspeed IAS), la vitesse verticale (vertical speed VS), le Mach (M), la température totale et statique (total air temperature (TAT), static air temperature (SAT), la vitesse vraie (true airspeed TAS) et l’angle d’incidence (indicated angle of attack AOA), Principe de calcul dans l’ADC: Altitude pression L'altitude-pression est définie comme la hauteur à partir de la référence où la pression est de (1013,25hPa) ou 29,921 in. (760 mm) de mercure (Hg). La pression atmosphérique dépend de l'altitude selon l'équation suivante: 𝑃𝑠 𝜆ℎ = 1+ 𝑃0 𝑇0 𝑔 − 𝜆𝑅 = 𝑔 𝑇0 𝜆𝑅 𝑇 𝑃𝑠 = 1013,25 1 − 2.2557 ∗ 10−5 ℎ 5.253 hPa Où 0 < ℎ < 11000𝑚 Calcul de vitesse AIRSPEEDS—IAS, CAS, EAS, TAS La vitesse lue sur l'anémomètre est appelée vitesse indiquée (IAS). L'IAS sera affecté par les erreurs d'instrument ( imperfection de conception) et de position des capteurs (l'emplacement du tube de Pitot-statique dans le champ d'écoulement). La correction de ces erreurs dans l'IAS produira ce que l'on appelle la vitesse anémométrique étalonnée (CAS). Les avions modernes ont des indicateurs de vitesse qui lisent directement CAS. La vitesse vraie (TAS) est la vitesse réelle de l'avion par rapport à l'air. La relation entre TAS et vitesse sol est donnée par 𝑇𝐴𝑆 = 𝑉𝐺 + 𝑉𝑤 où 𝑉𝐺 est la vitesse par rapport au sol et 𝑉𝑤 est la vitesse du vent. La vitesse équivalente (EAS) est définie comme la vitesse dans des conditions standard au niveau de la mer, qui produit la même pression dynamique que le TAS, c'est-à-dire 1 𝜌 𝐸𝐴𝑆 2 0 Ou 𝑇𝐴𝑆 = 2 𝐸𝐴𝑆 𝜎 = 1 𝜌 𝑇𝐴𝑆 2 2 𝜌 où 𝜎 = 𝜌 0 Ainsi, TAS résulte lorsque EAS est corrigé pour l'altitude-densité. Lorsque TAS est connu, le nombre de Mach peut être calculé en utilisant la relation 𝑀= 𝑇𝐴𝑆 𝑇𝐴𝑆 𝑇𝐴𝑆 = = 𝑎 𝛾𝑅𝑇𝑠 20.0449 𝑇𝑠 où 𝑎 est la vitesse du son (340,174 m/s au niveau de la mer). 𝑎0 = 1,4 ∗ 287 ∗ (273 + 15) = 340,174𝑚/𝑠 Pour un vol subsonique élevé (M> 0,3), les vitesses CAS et TAS sont donnés par 𝐶𝐴𝑆 = 𝑇𝐴𝑆 = 2 2 𝑎0 𝛾−1 𝑃𝑇 − 𝑃𝑠 +1 𝑃0 2 2 𝑎 𝛾−1 𝛾−1 𝛾 𝑃𝑇 − 𝑃𝑠 +1 𝑃𝑠 −1 𝛾−1 𝛾 −1 𝑃0 est la pression statique au niveau de la mer (prise égale à 1013,25 hP), la relation entre TAS et CAS peut également être exprimée comme 𝑇𝐴𝑆 = 𝐶𝐴𝑆 𝑎 𝑎0 Nombre de MACH Le nombre de Mach est un paramètre de similarité très important, qui sort des équations dynamiques du mouvement et capture l'effet de compressibilité. Il est défini par la relation suivante: 𝑀= 2 𝛾−1 𝑃𝑇 𝑃𝑠 𝛾−1 𝛾 −1 Cette relation peut être utilisée pour calculer le Mach à des vitesses subsoniques, c'est-à-dire pour M <1. Température: Selon le modèle de l’atmosphère standard, la température de l'air T diminue linéairement avec l'augmentation de l'altitude dans la troposphère (c'est-à-dire à des altitudes de zéro à 11000 mètres au-dessus du niveau de la mer): 𝑇 = 𝑇0 + 𝜆ℎ où: T = temperature de l’air, [K], h = altitude au-dessus du niveau de la mer, [m], 𝑇0 = température de l'air au niveau de la mer, [K], λ = gradient de température dans la troposphère = −0.0065 K/m. Utilisation des paramètres ADC Utilisation des paramètres ADC Exemple de calcul: Pour un FL=100 et un Mach de 0.5, calculer : • La pression statique; • La pression dynamique; • La vitesse CAS • La vitesse vraie TAS. • La vitesse équivalente EAS Chapitre 3 Centrale inertielle 1. Définition Une centrale à inertie ou centrale inertielle est un instrument utilisé en navigation, capable d'intégrer les mouvements d'un mobile (accélération et vitesse angulaire) pour estimer son orientation (angles de roulis, de tangage et de cap), sa vitesse linéaire et sa position. L'estimation de position est relative au point de départ ou au dernier point de recalage. La centrale à inertie n'utilise aucune information extérieure au mobile. Des centrales à inertie sont installées à bord de véhicules terrestres, de navires, de sous-marins, d'avions, d'hélicoptères, de missiles et de véhicules spatiaux. Les désignations habituelles des centrales à inertie sont des acronymes issus de l'anglais : Inertial Reference System (IRS), Inertial Navigation System (INS), ou Inertial Measurement Unit (capteur IMU). Cette dernière appellation désigne le sous-système limité aux seuls capteurs inertiels (gyromètres et accéléromètres), sans calculateur. Localisation Composition Architecture avionique Architecture Principe de calcul ALIGNEMENT DE L'IRS Le système de guidage et d'enveloppe de gestion de vol (FMGES) utilise les coordonnées du point de référence de l'aéroport de départ pour aligner le système de référence inertielle (IRS). Il les appelle automatiquement de la base de données via la ligne ALIGN IRS sur le MCDU. L'opérateur peut ajuster manuellement ces coordonnées. Un alignement complet prend 10 minutes. La procédure d'alignement n'est pas possible au-delà de 82 ° nord ou sud. Chapitre 4 Système de visualisation EFIS,ECAM Ecrans EFIS/ECAM Interface cockpit de l’EFIS Localisation des Modules Avioniques dans la soute électronique Architecture EFIS EFIS: Electronic Flight Instrument System PFD: Primary Flight Display PFD: Primary Flight Display minimum descent height/Altitude Ecran PFD avec configuration Boeing Speed Indicator F speed is the minimum flap retraction S speed is the minimum slat retraction = VFEN corresponds to the maximum flap and slat extension speed of the next slat/flap configuration. o The Manoeuvering Speed is the optimum speed in the event of one engine failure. VLS (The Lowest Selectable Speed) is the minimum selectable speed for the actual slat and flap configuration F SPEED F speed is the minimum flap retraction speed and corresponds to the speed at which flaps can be retracted. F speed is available on the PFD one second after shock absorber extension and when the slat/flap lever is in positions 3 or 2. [ F speed is represented by a green F on the speed scale. S SPEED S speed is the minimum slat retraction speed: it corresponds to the speed at which slats can be retracted. S speed is available on the PFD one second after shock absorber extension and when the slat/flap lever is in position 1. [ S speed is represented by a green "S" on the speed scale. VLS The Lowest Selectable Speed (VLS) is the minimum selectable speed for the actual slat and flap configuration taking into account the control lever position, the real surface position and the speedbrake configuration. [ The VLS provides a safety margin in order to avoid stalling at low speed and buffeting during cruise (throughout the FE). It is used by the Automatic Flight System (AFS) in order to prevent speed undershoot. VLS is displayed one second after shock absorber extension and for all slat/flap configurations. It is represented by the top of an amber strip in the lower part of the speed scale. VMAN GREEN DOT The Manoeuvering Speed (VMAN) is a function of the weight, the altitude and the number of engines running. It is the optimum speed in the event of one engine failure. [VMAN (manoeuvering speed or green dot) is limited by the maximal operational speed (VMAXOP) and the VLS. VMAN is available when the A/C is in flight and in clean configuration. It is represented on the PFD by a green dot on the speed scale. VMAXOP VMAXOP is the maximum operational speed used as a limit in the FG part. NOTE: Note that it is not represented on the PFD. In clean configuration, the maximal operational speed corresponds to the buffeting limit at 0.2 g with respect to weight and altitude. [ It is limited by the maximal speed (VMAX) minus 5 kts and the VLS in clean configuration. With flaps and slat extended, VMAXOP is limited by the maximum Flap Extended Speed (VFE) and VLS. VMAX VMAX speed is the maximum speed and it is used by the AFS in order to prevent excessive speed. The maximum speed (VMAX) corresponds to the Maximum Operating Speed/Mach (VMO/MMO) in clean configuration and L/G retracted. [ In clean configuration but with L/G extended, VMAX corresponds to the Maximum Landing Gear Extended Speed (VLE). [ With slats and flaps extended, VMAX corresponds to the Maximum Flap Extended Speed (VFE). It is defined on the PFD by the lower end of a red and black strip in the upper part of the speed scale. VFEN VFEN corresponds to the maximum flap and slat extension speed of the next slat/flap configuration. VFEN is displayed on the PFD below 14,625 ft except when flaps are fully extended and it is indicated by two amber dashes. Simulation PFD (échelle de vitesse) Altitude Indicator Vertical Speed indicator Heading Indicator Attitude Indicator ND: Navigation Display ROSE MODE ARC mode Plan mode Boite de commande EFIS Electronic Centralized Aircraft Monitoring (ECAM) Engine-Indicating and Crew-Alerting System (EICAS) Chapitre 5 MCDU Chapitre 5: Multifunctional Control Display Unit Le MCDU est une interface dédiée principalement comme moyen de communication entre la pilote et le calculateur FMS (flight Management System), de plus elle peut entre utilisée pour d’autres fonction comme par exemple : consulter la centrale de maintenance CMS et la communication par satellite via le système ACARS. Le pilote utilise le MCDU pour la préparation du vol, qui comprend: - choix de la base de données, - initialisation du plan de vol, - entrées et contrôles de radionavigation, - saisie des données de performance telles que V1 (vitesse de décision), VR (vitesse de rotation), V2 (vitesse de référence au décollage) et FLEX TEMP (température flexible) et poids. Interface MCDU/FMS MCDU et FMS DATABASE La base de données est organisée en deux zones: Une zone accessible en lecture seulement (non modifiable) et une zone accessible en lecture et en écriture (modifibale ) comme le montre le tableau: Source:OACI,FAA Données générales de circulation aérienne Source: compagnies Routes compagnies Source: fabricant et compagnies Performance avion Source: pilote Données particulières de circulation aérienne Lecture seulement Lecture/écriture Données générales de la circulation aérienne: Aides radio définies par leur indicatif OACI et comprenant: latitude, longitude, fréquence, déclinaison magnétique, altitude pour le DME et ILS, orientation et catégorie pour les ILS Points de report (WPT) caractérisés par leur indicatif OACI, leur type, leur latitude et leur longitude Les routes aériennes (airways) caractérisées par leur indicatif OACI, les WPT et NAVAID. Les aéroports, pistes, circuits d’attente et procedure standards (SID, STAR, …)associés. Données de navigation propres à la compagnie opérant l’avion: Ce sont principalement les routes opérées caractérisées par leur indicatif, l’aéroport de départ, l’aéroport de destination, l’altitude croisière, …, l’indice de cout de la route, leur composition (segments de montée, croisière, descente et approche). Données de performances propres à l’avion et aux moteurs: Données aérodynamiques: coefficients de portance et trainée, polaires, limites opérationnelles; Données moteurs: consommation, poussées, facteur de débit; Cette zone est remise à jour toutes les 28 jours sauf les données de performances. Une zone réservée aux données chargées par le pilote à l’aide du MCDU afin de pouvoir compléter la base de données entre deux remises à jour. Celle-ci permet de mémoriser des données de navigation telles que: nouveaux NAVAID et WPT. 120 Description de MCDU L’interface MCDU se compose principalement de: 1- Ecran d’affichage composé de 12 lignes ( 6 à gauche et 6 à droite). 2- 06 touches de ligne à gauche 3- 06 touches de ligne à droite 4- touches de fonction 5- touche de luminosité 6 – voyant de fonctionnement MENU 7- voyant de panne (Fail) ou FM pour dire que le FMS n’est pas activé. 8 et 9 est un clavier alphanumérique. 10- est la ligne d’écriture. Menu de MCDU MCDU
