Anémométrie des hélicoptères

La vitesse-air est la vitesse relative des molécules de l'air à l'infini amont par rapport à un trièdre convenu lié au fuselage.

Chacun des éléments de cette définition mérite d'être commenté :

• la vitesse des molécules d'air : les molécules d'un gaz sont individuellement animées d'un mouvement brownien, dont la vitesse quadratique moyenne à température ambiante est de plusieurs centaines de mètres par seconde (voir distribution des vitesses). Pour être précis, il faudrait donc parler de vitesse moyenne des molécules de l'air.
• l'air à l'infini amont : le déplacement de l'aéronef dans la masse d'air perturbe cette dernière. Pour donner sens à la notion de vitesse relative des molécules d'air, il faut donc préciser qu'on parle d'une région de la masse d'air non perturbée par l'aéronef. L'acceptation stricte de la non perturbation impose de considérer une région infiniment loin. Mais ce faisant, on est contraint aussi de ne considérer que des masses d'air à champ de vitesse uniforme, i.e. exemptes de tourbillons ou de cisaillements. Dans la pratique, une région située en avant de l'aéronef à une distance de l'ordre de la dimension de l'aéronef convient.

• la notion de vitesse relative à un trièdre doit être comprise au sens général d'un mouvement dans un espace à trois dimensions, c'est-à-dire en tant que vecteur 3D. Une seule mesure ne suffit donc pas à définir cette vitesse. Il faut soit un module et deux angles (le dérapage et l'incidence), soit les trois composantes : longitudinale, latérale et normale, dans le trièdre fuselage.

Ces considérations permettent d’appréhender la difficulté de la mesure d'un paramètre dont la simple définition soulève de nombreuses questions. C'est particulièrement vrai dans le cas de l'hélicoptère. En effet, le flux d'air (vulgairement désigné par "le souffle du rotor ") , dont la section, la direction et la vitesse sont très différentes de la direction et de la vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air à l'infini amont prend une importance aérodynamique relative de plus en plus grande au fur et à mesure que la vitesse diminue, au point de rester le seul élément actif en vol stationnaire.

L'angle d'incidence ${\displaystyle \alpha }$ est l'angle formé par le vecteur vitesse-air et le plan ${\displaystyle [x,y]}$ du trièdre fuselage. Il est usuellement défini positif quand l'air impacte l'intrados de l'aile comme dans l'illustration ci-dessous.

L'angle de dérapage ${\displaystyle \beta }$ est l'angle formé par le vecteur vitesse-air et le plan ${\displaystyle [x,z]}$ du trièdre fuselage. Il est usuellement défini positif quand l'air impacte le flanc droit du fuselage (le dérapage est négatif dans l'exemple de l'illustration ci-dessous).

Définition des angles d'incidence et de dérapage

La vitesse-sol est la vitesse d'un point de l'aéronef (par exemple son centre de gravité moyen) par rapport à un trièdre "sol" (i.e. lié au globe terrestre). Un trièdre sol couramment utilisé est le trièdre géographique local, définissant les composantes nord, est et verticale de la vitesse sol. S'agissant de la vitesse relative entre deux solides, la définition est plus simple que celle de la vitesse-air.

L'anémomètre à bord d'un aéronef est avant tout un instrument de pilotage.

L'indicateur de vitesse-air est muni de repères définissant un domaine à respecter pour ne pas compromettre la sécurité du vol.

Sur avion, le décrochage est le phénomène dangereux le plus connu. Il se produit, dans des conditions de masse et d'altitude données, en deçà d'une vitesse-air connue, déterminée lors des essais en vol. Le paramètre de base conduisant au décrochage n'est pas la vitesse-air mais l'incidence de la voilure principale. Certains avions sont munis de capteurs d'incidence, également exploités pour alerter quand l'avion s'approche des conditions de décrochage.

Tout aéronef doit également respecter une vitesse maximum (VNE : Velocity to Never Exceed) au-delà de laquelle il risque d'être endommagé, de devenir incontrôlable, ou plus généralement de voir sa sécurité de vol compromise.

Les procédures de navigation exploitent essentiellement la position géographique et la vitesse-sol.

Elles requièrent également la connaissance du vent. Le vent peut être estimé à bord à partir des deux mesures de vitesse sol et de vitesse-air (par soustraction des vecteurs, selon la méthode dite du "triangle des vitesses").

Certaines procédures de navigation utilisent aussi l'anémomètre directement.

Avions et hélicoptères sont tous équipés du système anémométrique dit Pitot-statique. Cet équipement fournit le module d'une grandeur anémométrique vectorielle appelée vitesse conventionnelle, notée ${\displaystyle V_{C}}$ ou CAS (Calibrated Air Speed).

Le système est composé :

• d'un tube de Pitot, couramment appelé « Pitot », du nom de son inventeur, qui fournit la pression dite totale ${\displaystyle P_{t}}$ des filets d'air provenant de l'infini-amont ;
• d'une prise de pression de référence, mesurant la pression statique ${\displaystyle P_{s}}$ de l'air (pression ambiante).

L'incidence et le dérapage ont une influence parasite sur la précision de la mesure, assez minime tant que les angles en question ne dépassent pas la dizaine de degrés. Le Pitot est souvent placé, sur les avions, en avant du bord d'attaque de l'aile sur un support adéquat ou bien sur une perche dépassant du nez du fuselage. La pression recueillie est générée par l'arrêt total des filets d'air qui auraient dû passer par le trou.

La pression totale théorique, ou pression d'impact, est égale, pour les faibles vitesses subsoniques à :

${\displaystyle P_{t}=P_{s}+{\frac {1}{2}}\rho V^{2}}$

On voit qu'il suffit de soustraire ${\displaystyle P_{s}}$ à ${\displaystyle P_{t}}$ pour obtenir une valeur ${\displaystyle \Delta P}$ dite pression différentielle, fonction de ${\displaystyle V}$ et de ${\displaystyle \rho }$, donc de ${\displaystyle P_{s}}$ et de ${\displaystyle T_{s}}$

C'est le rôle de la seconde prise de pression, dite statique, de fournir ${\displaystyle P_{s}}$. Cette prise de pression peut être intégrée au corps du tube de Pitot, sous forme d'un trou ou de fentes latérales. Mais elle peut être ailleurs sur le fuselage en particulier sur les hélicoptères. C'est donc un casse-tête pour les constructeurs d'hélicoptères car aucun emplacement de prise statique ne peut échapper à des filets d'air non tangentiels provenant soit de l'air-amont soit du flux intense du ou des rotors. L'air-amont théorique peut provenir de toutes les directions sur un hélicoptère, contrairement au cas de l'avion.

La pression différentielle ${\displaystyle \Delta P}$ dépend non seulement de ${\displaystyle V}$ mais aussi de ${\displaystyle \rho }$ (la masse volumique de l'air), donc de ${\displaystyle P_{s}}$ et de ${\displaystyle T_{s}}$.

La formule suivante est valide dans les basses vitesses subsoniques (jusqu'à de l'ordre du tiers de la vitesse du son) :

${\displaystyle \Delta P={\frac {1}{2}}\rho V^{2}={\frac {1}{2}}\rho _{0}\sigma V^{2}}$

avec :

${\displaystyle \sigma ={\frac {P_{s}}{T_{s}}}{\frac {T_{s0}}{P_{s0}}}}$

Un calculateur de données air (ADC, Air Data Computer) acquiert ${\displaystyle \Delta P}$, ${\displaystyle P_{s}}$ et ${\displaystyle T_{s}}$ et calcule la valeur de ${\displaystyle V}$, en appliquant l'équation réciproque :

${\displaystyle V={\sqrt {\frac {2\Delta P}{\rho _{0}\sigma }}}}$.

Tous les aéronefs ne sont pas équipés d'ADC. Les avions les plus simples sont dotés d'un anémomètre mécanique. Il s'agit d'un simple indicateur de pression différentielle, dont l'échelle est graduée avec des indications de vitesse.

Pour disposer les graduations, on a fait l'hypothèse de l'atmosphère standard (atmosphère type OACI), soit ${\displaystyle P_{s}=P_{s0}}$ et ${\displaystyle T_{s}=T_{s0}}$

On appelle vitesse conventionnelle (${\displaystyle V_{C}}$) la vitesse fictive indiquée par un tel instrument. Dans le domaine des basses vitesses subsoniques, la relation entre ${\displaystyle V_{C}}$ et la véritable vitesse ${\displaystyle V}$ est :

${\displaystyle V_{C}={\sqrt {\sigma }}V}$

${\displaystyle V_{C}}$ n'est donc égale à ${\displaystyle V}$ que si on vole en atmosphère dans laquelle ${\displaystyle \rho }$ vaut réellement 1,225 kg/m³. Dès qu'on vole en altitude, ${\displaystyle V_{C}}$ s'écarte significativement de la vitesse-air réelle. Par exemple, à l'altitude de 10 000 pieds, la densité de l'air est de ${\displaystyle \sigma }$=0,738. Si la vitesse-air réelle est de 200Kt, la vitesse conventionnelle affichée ne sera que de ${\displaystyle V_{C}}$ = 172Kt, soit une erreur de 14 %. Quand bien même l'avion est équipé d'un ADC capable de calculer la vitesse vraie (dite TAS, ou True Air Speed), on préfère afficher la vitesse conventionnelle plutôt que la vitesse vraie. Ceci est dû au fait que ${\displaystyle V_{C}}$ reflète les efforts aérodynamiques, et qu'à ce titre elle est plus utile pour le pilotage que la vitesse-air vraie.

La vitesse-air réelle est tout de même utile, pour la navigation « à l'estime ». Sur les avions non équipés d'ADC, le pilote doit faire lui-même le calcul à partir de ${\displaystyle V_{C}}$, de ${\displaystyle Z_{p}}$ (l'altitude-pression) et de ${\displaystyle T_{s}}$.

Le domaine de vol de l'hélicoptère complète celui de l'avion tout en y empiétant assez largement. La voilure tournante, avec ses commandes spécifiques de pas cyclique et de pas collectif des pales, permet à cet aéronef de voler dans toutes les directions relatives à son axe X_F longitudinal et à toutes les vitesses, en particulier en dessous d'une cinquantaine de nœuds, en vol vers l'arrière et en vol transversal. Le pilotage dans le domaine des basses vitesses ne peut se pratiquer qu'en vol à vue, aucune instrumentation anémométrique certifiée n'étant à ce jour disponible.

La vitesse maximale atteinte par un hélicoptère conventionnel ne dépasse pas les 200 kt. Au-delà, des phénomènes liés à la nature même du fonctionnement aérodynamique du rotor apparaissent : dissymétries, zones de portance défavorisées, phénomènes de compressibilité avancés. Les bi-rotors contrarotatifs coaxiaux et l'aile auxiliaire sont des solutions prometteuses pour dépasser cette limite (Sikorsky X2, Eurocopter X3).

Une autre solution d'aéronef capable de voler en stationnaire et à haute vitesse est celle du convertible, tels que le Bell XV-15 (en) et le V22 Osprey. Ces engins peuvent difficilement être considérés comme des hélicoptères tant la mécanique en diffère. Néanmoins, l'aérodynamique de leurs deux rotors dans le domaine des basse vitesse est identique à celle des hélicoptères et elle est soumise aux mêmes contraintes et limitations. Ceci entraine les mêmes problèmes d’anémomètre que ceux des hélicoptères.

Le système Pitot-statique se retrouve dans des conditions de fonctionnement à peu près équivalentes à celles d'un avion et fournit de la même manière la vitesse conventionnelle V_C sur son anémomètre de bord. Le tube de Pitot est fixé sur le fuselage et orienté selon le plan longitudinal de symétrie du fuselage, il n'y a pas d'ailes à privilégier comme sur un avion.

Les possibilités de modifier les vitesses verticales au moyen de la commande de pas collectif, inexistante sur un avion, sont la cause de modifications importantes de l'angle d'incidence du fuselage, donc de la direction d'arrivée des filets d'air sur le tube de Pitot. Bien que dépendant, en gros, du cosinus de l'angle d'incidence, peu variable dans la zone +/- 15°, des angles plus élevés sont courants, tant en montée qu'en descente. Les normes de certification JAR 27, JAR 29, FAR 27 et FAR 29 n'imposent d'étalonnage que pour le vol en palier horizontal, pour lequel le constructeur aura évidemment calé préférentiellement le tube de Pitot, au detriment eventuel des autres conditions de vol possibles.

La commande de pas collectif a pour effet de créer, à partir d'une situation stabilisée, une vitesse verticale proportionnelle à la modification de pas des pales. Cette variation de vitesse verticale ne dépend pratiquement pas de la vitesse V_A. Donc, la variation d'incidence de l'air sur le fuselage et le Pitot est d'autant plus forte que la vitesse-air V_A est faible.

L'incidence ${\displaystyle \alpha _{f}}$ du fuselage de l'hélicoptère peut varier de 0 à 359° sans dommages dans les basses vitesses. La seule constante, dans un vol non acrobatique, est que l'assiette longitudinale ${\displaystyle \Theta _{f}}$ du fuselage reste à peu près horizontale. Le rotor et le fuselage qui lui est lié restent donc à peu près horizontaux, indépendamment de la direction du vecteur vitesse-air. En effet, le rotor, pour produire les forces de propulsion, n'a besoin de s'incliner que très peu dans le sens de la force à produire. ${\displaystyle F_{X}=M\ g\ \sin {\Theta _{r}}}$ On atteint ainsi, aux basses et moyennes vitesses vers l'avant, des angles d'incidence du fuselage pour lesquels le Pitot ne fonctionne plus selon le mode normal prévu. En conséquence, un tube de Pitot n'est pas apte à détecter de manière utilisable les composantes de flux d'air arrière, transversales et verticales.

Le rotor de l'hélicoptère est assimilable en première approximation, à un disque plan P_R. Ce disque P_R contient les pales, tendues lorsque le régime de rotation d'entrainement des pales est nominal. La somme de toutes les forces aérodynamiques créées par les pales se réduit à une force unique F_R dont la composante F_N perpendiculaire au plan du disque en constitue l'essentiel. Le plan du disque peut s'incliner dans tous les sens par rapport au moyeu mécanique d'entraînement en rotation. On parle de « basculement » du rotor. On mesure le basculement par les deux angles a_r basculement longitudinal et b_r basculement latéral par rapport au plan normal au moyeu. Ce basculement est créé :

– volontairement par la commande cyclique des pales à disposition du pilote (manche cyclique) ;

– involontairement par une variation, par rapport à un état initial stabilisé, du vecteur vitesse-air V d'alimentation (ou amont du rotor). Cette rétroaction après une commande de variation du vecteur vitesse V (module - incidence - dérapage) est un élément clé des qualités de la stabilité statique de l'hélicoptère.

L'expression ${\displaystyle \Delta P=0,5\ \rho \ V^{2}}$ de la pression différentielle Pitot, valable aux faibles vitesses, montre que la forme parabolique de la courbe ${\displaystyle \Delta P=f\left(V\right)}$ possède une tangente horizontale au point V = 0. Ce qui veut dire que la pression ne varie pas avec la vitesse. Il faut attendre plusieurs dizaines de mètres par seconde pour enregistrer une pression utilisable avec des capteurs de sensibilité classique. Il faut atteindre déjà 25 nœuds soit 12 m/s ou 46 km/h pour noter 1,0 hPa de pression. Alors qu'à 150 nœuds, on note 37 hPa. Le Pitot est donc pratiquement inexploitable aux basses vitesses par manque de sensibilité et resserrement excessif des graduations.

Ces technologies peuvent se classer en deux catégories :

• celles mettant en œuvre des capteurs externes, directement en relation avec le phénomène à mesurer, à savoir l'écoulement de l'air ;
• celles basées sur la mécanique du vol de l'hélicoptère, exploitant des mesures "internes" telles que les positions des commandes de vol, le moment de flexion du mât rotor, les facteurs de charge... Les anémomètres qui entrent dans cette deuxième catégorie sont désignés ci-après "anémomètres analytiques"

Système LORAS au sommet du mât rotor principal.

Le système LORAS[1] (low-range airspeed system) est le seul moyen actuellement connu, opérationnel, développé en milieu industriel et équipant réellement quelques hélicoptères depuis les années 1970. Il équipe notamment :

• Les premières versions d'AH-64 Apache
• une partie de la flotte des hélicoptères Dauphin HH-65 « Coast Guard » commandés à Eurocopter en 1979 Eurocopter HH-65 Dolphin.

Le principe de ce système consiste à exploiter les mesures de deux tubes de Pitot montés tête-bêche et animés ensemble d'un mouvement de rotation propre (i.e. indépendant du rotor, bien que le LORAS soit souvent installé au-dessus du rotor). Du fait de la rotation, les pressions d'impact mises en jeu sont significatives. La différence entre les mesures des deux tubes est un signal sinusoïdal dont l'amplitude est proportionnelle à la vitesse à mesurer (et non à son carré), et dont la phase représente la direction de la vitesse à mesurer. Il s'agit donc bien d'une mesure vectorielle. Les capteurs sont disposés dans le champ aérodynamique du rotor, contrairement aux pratiques habituelles qui placent le système « Pitot-statique » le plus loin possible de ce champ. Les mesures sont pourtant d'une précision satisfaisante moyennant une calibration du système en fonction de l'installation. Sur les Apache Longbow, où le mât rotor est occupé par un viseur de conduite de tir, le capteur LORAS a disparu au profit d'autres dispositifs placés sur les capots des moteurs.

Le LORAS n'est pas très répandu à cause de la complexité de son installation à bord, au sommet du mât rotor principal. Il est constitué d'un moteur électrique entraînant en rotation (600 tours par minute environ) un bras comportant deux prises Pitot de pression dynamique diamétralement opposées. L'extraction (démodulation synchrone) de l'amplitude et de la phase de la différence de pression entre les deux prises de pression par rapport à un axe (O,X_F) lié au fuselage permet d'accéder à la vitesse air V₁ et à ses deux composantes sur le plan rotor, V1_HX et V1_HY.

Commercialisé par la firme GEC Avionics (formerly Elliott Brothers (London) Ltd) of Rochester, Kent, United Kingdom (en), LASSIE II (Low AirSpeed Sensing Indication Equipment) est une copie du système dit « girouettes de vol stationnaire » mis au point à l'EPNER.

Le principe consiste en deux girouettes (Dual-Axis Low Airspeed System) placées directement sous le rotor principal et dont les axes mobiles sont respectivement parallèles aux axes O_XF et O_YF du fuselage. Ces girouettes s'alignent selon la direction locale du flux d'air ${\displaystyle V_{1}}$ venant juste de traverser le rotor. Les déviations des drapeaux des girouettes sont transmises électriquement à l'instrument de pilotage associé. Les girouettes doivent être situées le plus près possible des pales sous le rotor à environ la moitié du rayon de ce rotor. Il est généralement obligatoire de prévoir des supports externes, ou perches, importants et disgracieux, soumis aux intempéries et au givrage.

Pour le besoin d'essais en vol, toujours limités dans le temps et sur quelques prototypes, cette solution fonctionne très bien mais dans un domaine de faibles vitesses assez réduit. On l'a surtout utilisé pour la réalisation des essais de performances en vol stationnaire-air en altitude.

Cette technologie est utilisée dans les stations météo au sol.

Quelques tentatives d'installation sur des hélicoptères sont documentées, mais aucune réalisation industrielle sur des hélicoptères habités n'est connue. Ceci est probablement dû à la difficulté de s'affranchir des perturbations du flux d'air généré par le rotor principal.

Vélocimétrie laser

DALHEC (coopération Thales / Onera)

gyromètre vertical solidaire du plateau cyclique du rotor principal d'un hélicoptère

En 1959, T.W. Kenyon dépose un brevet sur un indicateur de planche de bord pour hélicoptère(). Cet indicateur comprend notamment un dispositif de mesure du module et de la direction de la vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air, dont l'inventeur revendique le fonctionnement y compris aux basses vitesses autour du stationnaire par rapport à l'air.

Ce dispositif est basé sur un gyroscope de verticale, solidaire du plateau cyclique, mesurant les deux angles d'inclinaison de ce dernier par rapport au plan horizontal. En vol stationnaire stabilisé par rapport à l'air, le plateau cyclique d'un hélicoptère est effectivement horizontal quels que soient la masse et le centrage de l'hélicoptère. Kenyon en déduisait manifestement que les deux angles d'inclinaison du plateau étaient proportionnels aux deux composantes de vitesse longitudinale et latérale ce qui lui permettait, avec les moyens de traitement rudimentaires disponibles à l'époque, de proposer un indicateur vectoriel de vitesse air.

L'histoire ne dit pas si Kenyon a constaté par lui-même les limitations de son invention, mais des travaux postérieurs, dont certains sont exposés dans les paragraphes qui suivent (Durand, Faulkner), ont montré que le dispositif de Kenyon ne fonctionnait qu'en conditions stabilisées. Dès que l'hélicoptère connait une accélération vectorielle non nulle, ce dispositif est fortement erroné.

On notera toutefois que même si le dispositif demandait des améliorations pour diminuer ses erreurs sous accélération, il s'agissait bien d'un travail de pionnier. Cet indicateur était tout à la fois le premier VIMI (Vitesse Indiquée par Moyens Internes) et le premier AVC (Anémomètre Vectoriel Calculé).

Inventé en 1974 par Bernard DURAND ingénieur navigant d'essais en vol français ( Brevets d'invention Publications INPI FR-2688314 et FR-2567270 ).

En 1979, A.J. Faulkner et S. Attlefellner (MBB GmbH, Allemagne) publient (, page 18, A81-12094), dans le cadre du 5^e ERF (European Rotorcraft Forum) un article intitulé A Method of Helicopter Low Airspeed Estimation based on Measurement of Control Parameters. Ils décrivent un système de mesure du vecteur vitesse air basé sur la mesure du moment mât d'une part, et sur les pas cycliques et collectif du rotor principal d'autre part. Les algorithmes décrits sont basés sur les équations de la mécanique du vol de l'hélicoptère.

L'année suivante, les mêmes auteurs publient un nouvel article à l'ERF, intitulé Flight Investigations of a Helicopter Low Air Speed Estimation System Based on Measurement of Control Parameters.

VIMI estimait les angles d'inclinaison du disque rotor par rapport au fuselage à l'aide d'accéléromètres, reposant ainsi sur l'hypothèse que les forces aérodynamiques qui s’exercent sur le fuselage ainsi que la poussée du rotor arrière sont négligeables. S'agissant de la poussée du rotor arrière, on peut admettre qu'elle est sensiblement constante et donc que son seul effet est un décalage du zéro de la mesure de la vitesse air latérale. Pour ce qui concerne la trainée du fuselage, qui croît comme le carré de la vitesse, cette hypothèse n'est valide qu'à basse vitesse.

L'estimation de l'inclinaison du disque rotor par rapport au fuselage dans le système de Faulkner repose sur une mesure du moment dans le mât du rotor principal, au droit du moyeu. Elle semble donc plus apte à couvrir la totalité du domaine de vitesses. Ces travaux de Faulkner & Attlefellner n'ont pourtant donné lieu à aucune réalisation industrielle connue.

La société CROUZET (faisant aujourd'hui partie du groupe Thales Avionics) a acquis les droits sur le VIMI de B. Durand (licence exclusive selon la communication Thales : ) pour l'incorporer à son système CLASS (Crouzet Low Air Speed System, marque déposée : ).

Selon Thales, ce système :

"... répond au problème de la mesure des basses vitesses air sur les hélicoptères, pour la gestion du vol, la navigation et les systèmes de conduite de tir. Exploitant les caractéristiques de vol de l'hélicoptère, en particulier des mesures des positions des commandes des pas cycliques et les angles d'attitude, CLASS réalise la combinaison des basses vitesses calculées et des mesures de vitesse air conventionnelles pour délivrer une information complète. Cette information est valide sur tout le domaine de vol et ne requiert l'installation d'aucune sonde additionnelle."

En 1989, Thales dépose un brevet relatif à un système de mesure des composantes horizontales de la vitesse de l'hélicoptère (procédé et dispositif de détermination de la vitesse par rapport à l'air d'un hélicoptère : ).

Selon ce document, les perfectionnements par rapport au VIMI de B. Durand consistent en :

• l'utilisation des positions des quatre commandes de vol de l'hélicoptère (les deux pas cycliques du rotor principal et les pas collectifs des deux rotors : principal et anti-couple) ;
• la mise en œuvre de formules polynomiales plutôt que linéaires ;
• un algorithme d'auto-étalonnage remplaçant les réglages manuels du VIMI de Durand

Thales n'a pas communiqué quant à l'utilisation éventuelle de ce système sur des hélicoptères actuellement en exploitation.

Litef Analytical Airspeed System for Helicopters.

Pendant la décennie des années 2000, de nombreux travaux universitaires ont repris l'idée originale de Kenyon pour tenter à nouveau d'estimer le vecteur vitesse air par moyens internes (à partir des positions des commandes de vol essentiellement), mais en utilisant la technique des réseaux de neurones artificiels.

Si on considère que tous les brevets précités étaient tombés dans le domaine public (la durée de protection apportée par un brevet étant de 20 ans), ces travaux ont manifestement été motivés par une précision insuffisante des systèmes VIMI cités précédemment.

À titre d'exemple d'un tel système à réseau de neurones, on peut citer celui décrit par la thèse de Ozcan Samlioglu () : "A Neural Network Approach for Helicopter Airspeed Prediction" (Naval Postgraduate School, Monterey, California). Les erreurs annoncées dans ce rapport de recherche sont inférieures au nœud, ce qui est comparable à la précision d'un système Pitot/statique bien étalonné, dans son domaine de fonctionnement. Ces résultats tendent à faire penser que les VIMI ont atteint le niveau de maturité nécessaire à leur déploiement sur tous les hélicoptères.

Ces systèmes à réseaux de neurones requièrent toutefois un grand nombre de paramètres complémentaires en entrée (pour compenser l'effet de sol, pour tenir compte de la masse...). Dans sa thèse, Samlioglu propose un total de 15 mesures ou estimations annexes, ce qui fragilise l'information obtenue, puisque la panne de n'importe laquelle des entrées se propage sur l'estimation de vitesse.

Un autre facteur limitatif est que la technique des réseaux de neurones est mal adaptée aux systèmes critiques. Ceci est dû à la difficulté d'en démontrer la stabilité.

En l'état des recherches, on peut donc difficilement prédire une généralisation prochaine de ces systèmes sur les hélicoptères civils.

• Anémomètre
• Mécanique du vol de l'hélicoptère

• (en) Low Airspeed Measuring Devices for Helicopter Usage Monitoring Systems - C. G. Knight, DSTO Platforms Sciences Laboratory, mai 2003 [PDF]
• (en) European Helicopter Safety Team (EHEST)
• (en) Patent 5214596 Issued on May 25, 1993 : System for determining the airspeed of helicopters