Brevet FR2597996A1 — publié le 19871030

A La présente invention concerne le domaine technique des commandes électrohydrauliques et plus particulièrement la catégorie des techniques électrohydrauliques relative à la commande d'un rotor d'hélicoptère. Habituellement les dispositifs de freinage d'un rotor d'hélicoptère et d'autres systèmes rotatifs fonctionnent dans de nombreux cas en appliquant une pression constante à partir d'une vanne discrète qui est commutée par un opérateur entre une position ouverte et une position in fermée et qui est reliée à un ou plusieurs étriers de frein hydraulique. Cependant avec un tel dispositif le profil de décélération du rotor et la valeur spécifique de l'azimut à l'arrêt des pales du rotor ne sont pas contrôlés. En outre les hélicoptères actuellement produits ont 15 leurs têtes de rotor qui sont soit tournées manuellement jusqu'è un angle approprié (par exemple, au moyen d'un câble support au sol relié à un point d'accrochage sur les pales du rotor) soit entraînées hydrauliquement jusqu'à un angle approprié par un ensemble moteur/réducteur d'indexa20 tion. D'autres systèmes connus de freinage d'un rotor tel qu'il est par exemple décrit dans le brevet US-4 374 350, comporte des dispositifs de commande pour arrêter la broche d'une machine-outil dans une position prédéterminée en rota25 tion. Cependant le dispositif décrit dans ce brevet emploie un capteur magnétique proportionnel fixé à un arbre rotatif afin de repérer des angles d'arrêt désirés. Le capteur peut fonctionner ainsi uniquement sur un petit angle et ceci rend cette commande non adaptée h des variations soudaines et 30 imprévisibles du couple. Le dispositif décrit dans ce brevet commande en outre un circuit électrique en premier lieu au lieu de commander directement le mécanisme du frein. Le dispositif décrit dans un autre brevet UiS-4 394 889 concerne l'arrêt d'un ascenseur (au lieu des pales d'un 35 rotor d'hélicoptère). Ceci fait partie de la technique antérieure utilisable parce que l'ascenseur s'arrête h un niveau prédéterminé. Le schéma indiqué dans ce brevet utilise des techniques à pression de freinage constante et de commande en boucle ouverte et une caractéristique de retard basée sur la vitesse de l'ascenseur, afin d'atteindre la position d'arrêt sélectionnée. De même le brevet US-4 342 378 est d'un intérêt 5 général en ce qu'il décrit une technique pour arrêter une porte d'ascenseur dans une position sélectionnée. Dans ce système des positions discrètes sont sélectionnées pendant la fermeture de la porte afin de commander des valeurs d'acéolération et de décélération prédéterminées de la porte. 10 Par conséquent ce système ralentit les portes d'un ascenseur I une faible vitesse et permet d'obtenir un arrêt effectif par impact. Chacun des dispositifs connus précités soit dépend de lois de commande de la position prédéterminées soit 15 permet un dépassement d'un angle de l'arbre. Pour les rotors d'hélicoptères de telles techniques de commande permettraient uniquement de positionner grossièrement le rotor, à cause des effets complexes d'accélération et de décélération agissant sur les pales du rotor pendant l'opération de 20 freinage, dans des conditions normales ou avec un vent à rafales. Pour établir une base analytique pour cette discution, il convient de noter en ce point qu'un rotor d'hélicoptère, comportant une pluralité sélectionnée de pales et 25 ayant une vitesse angulaire "W", suit l'équation de mouvement: (Wf) (Wf) = (Wi) (Wi) - 2dW(delta P), dans laquelle "Wf" est la vitesse angulaire finale d'une pale sélectionnée du rotor, "Wi" et la vitesse initiale de la pale de rotor, "dW" est le taux de variation de la vitesse angulaire du 39 rotor, et "delta P" est l'angle dont tourne le rotor pendant son passage de la vitesse initiale à la vitesse finale. Suivant cette relation le mouvement du rotor est considéré comme étant arrêté lorsque Wf = O. A ce moment on a (Wi) (Wi) = 2dW(delta P) et par conséquent "delta P" est 35 alors égal à (Wi) (Wi)/2dW. Suivant l'invention la décélération d'un rotor d'hélicoptère est réalisée de manière à assurer que le rotor s'arrête dans une position adjacente en azimut parmi plusieurs position prédéterminée du rotor en azimut en tant que résultat d'un dispositif de commande adaptatif qui détermine continuellement la position d'arrêt du rotor et qui la met h jour afin qu'elle coïncide avec une ou plusieurs positions d'arrêt acceptables désirées. L'invention a pour objet un dispositif de commande qui positionne d'une manière désirable le rotor suivant un azimut désiré en utilisant un frein à disque standard, ce qui évite ainsi le poids et la complexité de moteurs de 10n positionnement du rotor et d'un équipement support au sol auxiliaires. On décrira ci-aprbs,. titre d'exemple non limitatif. une forme d'exécution de la présente invention,en référence au dessin annexé sur lequel: La figure 1 est un schéma synoptique d'ensemble d'un dispositif de commande d'un rotor d'hélicoptère commandant la décélération et l'azimut final h l'arrêt d'un rotor suivant l'invention. La figure 2 est un schéma synoptique du contrôleur 20 de l'azimut à l'arrêt faisant partie du contrôleur de décélération. La figure 3 est un diagramme indiquant une relation d'un générateur de référence de position suivant une version de l'invention. La figure 4 est une vue en plan schématique d'un hélicoptère qui montre les pales du rotor orientées suivant un angle de 450 par rapport h la direction du déplacement. Si on se réfère à la fiqure 1, cette fiqure représente un dispositif 13 de commande d'un rotor destiné à la 30 commande de la décélération et de l'azimut final h l'arrêt d'un rotor 14, suivant l'invention. Plus particulièrement la figure 1 représente un contrôleur de décélération 23 attaqué par le signal. d'erreur entre les profils de décélération commandé et effectif du rotor 14, lequel comporte un 35 nombre prédéterminé de pales 27. En outre le contrôleur de décélération 23 est attaqué par un siqnal de différence provenant d'un élément de commande de décélération 15 et un contrôleur d'azimut à l'arrêt 32, ainsi qu'il sera précisé plus loin. En' particulier, suivant une version de l'invention, 5 le freinage du rotor d'hélicoptère au moyen d'un frein du rotor 31 est commandé en partie par un contrôleur d'azimut à l'arrêt 32 qui répond h des signaux indiquant la position du rotor, sa vitesse et sa décélération. Ce contrôleur d'azimut à l'arrêt 32 prévoit en quel point une pale de 10 rotor sélectionnée 27 s'arrêtera sans l'intervention du contrôleur 32 et il intervient ensuite, par exemple, lorsqu'il reste moins d'un seul tour, pour produire un signal d'erreur "AZMOD", compte tenu d'un ensemble prédéterminé de position de référence, signal qui modifie ensuite la com15 mande de décélération 15 jusqu'à ce que l'azimut final à l'arrêt prévu pour une pale sélectionnée parmi les pales 27 du rotor coïncide avec une position de référence adjacente parmi les positions de référence prédéterminées dont le nombre dépend du nombre des pales 27 du rotor. Le contrôleur de décélération 23 commande à son tour le frein 31 du rotor qui intervient alors effectivement pour freiner d'une manière commandée le mouvement du rotor 14. Le rotor 14 représenté sur la figure 4 fait parti 25 d'un hélicoptère 26 et il supporte cet hélicoptère 26 en tournant autour de son axe pendant le vol. Chaque rotor comporte une pluralité de pales 27 et dans ce cas particulier le rotor comprend quatre pales 27. Le rotor 14 peut être en outre caractérisé en fonction de la position, de la 30 vitesse et de l'accélération de ces pales 27. La vitesse et la position des pales peuvent être détectées physiquement de l'une quelconque d'un certain nombre de manières bien connues afin de fournir des indications de vitesse et de position respectivement sur des lignes 28 et 29. Suivant une 3-5 version préférée, le rotor d'un resolver sans balais 35', tel que, par exemple, le resolver CIJ09609247-0 de Singer Aerospace, est accouplé h l'arbre du rotor de l'hélicoptère 26 afin d'obtenir des indications relatives h la posi- tion et à la vitesse du rotor, en vue d'un traitement subséquent. Une indication de décélération peut être obtenue mathématiquement en différentiant les indications de vitesse 28 au moyen d'un différentiateur 29', comme il est indiqué 5 sur la figure 1, afin de fournir une indication de décélération 30. La différentiation est effectuée par la technique classique consistant h diviser la différence entre deux valeurs de la vitesse mesurées par l'intervalle de temps entre ces mesures. Si on exprime ceci d'une manière mathé10 matique, on a décélération = (V finale - V initiale)/Intervalle de temps. Le signal est ensuite égalisé, dans la forme d'exécution préférée, par un filtre bipolaire h constante de temps de 75 millisecondes. Le filtre élimine le bruit associé au calcul de la dérivée numérique, et il 15 produit ainsi une indication de décélération 30 convenant à une utilisation dans le contrôleur 32. La figure 1 illustre les caractéristiques du dispositif de commande 13 et elle montre également sa relation avec le frein de rotor 31 et le rotor 14 comportant un arbre 20 de rotor 14' un train d'engrenages 14" et une transmission 16. Le resolver 35' surveille la position de l'arbre 14' et fournit un signal indiquant cette position à un convertisseur 36 qui produit à son tour une indication de position 29 et une indication de vitesse 28, compatibles électrique25 ment, ainsi qu'il est représenté sur la figure 1. Plus particulièrement les signaux électriques de sortie du resolver 35' définissent ainsi un angle de l'arbre du rotor par rapport à une référence, et ces signaux sont envoyés aux entrées d'un convertisseur resolver/numérique 36 (par exemple 30 Dispositif Analogique 1564) qui produit des signaux de sortie de position numériques et de vitesse analogiques, respectivement 29 et 28, à partir de signaux d'entrée standard provenant du resolver. Cet agencement fonctionne continuellement de manière h fournir les données indiquées relatives 35 à la position et la vitesse que le rotor 14 soit à l'arrêt ou en train de tourner. Le frein de rotor 31 exerce, comme on peut le voir sur la figure 1, une action de commande 31' sur le train d'engrenages 14" du rotor 14, en réponse au contrôleur de décélération 23, en dirigeant ainsi le fonctionnement du 5 frein 31 pour qu'il réalise une action de freinage effective. A titre de détail additionnel qui n'est pas particulièrement illustré, le frein 31 peut comporter couramment des parties électriques et mécaniques comprenant, par exemple, une, source de pression hydraulique (non représentée) laquel10 le est commandée à son tour par une vanne électrohydraulique appropriée. Le train d'engrenages 14" est accouplé, avec un tel schéma, à un disque de frein soumis à une pression de.freinage par un étrier de frein (non représenté) qui est commandé par la pression du fluide provenant de la vanne. 15 L'étrier applique des forces de frottement au disque de frein par exemple, par l'intermédiaire de patins appropriés, qui, lorsqu'ils sont actionnés, créent un couple de décélération désiré sur le disque de frein, les patins étant réglés de manière à intervenir à une distance sélectionnée 20. par rapport au centre du disque de frein. La partie électrique du frein 31 reçoit un signal de commande provenant du contrôleur de décélération 23 et elle traite ce signal, par l'intermédiaire d'un contrôleur de pression approprié (non illustré), ce traitement pouvant être représenté par 25 exemple par une fonction de transfert telle que (K3 + K7/s) (a + K5)/(s + K6). Le contrôleur de pression délivre par exemple à sa sortie un signal de tension qui est appliqué à une interface apte à produire un courant d'excitation proportionnel qui peut à son tour commander une vanne 30 électrohydraulique, telle que, par exemple, une vanne pointeau qui dirige l'application de la pression à l'étrier de frein. Pour établir effectivement un fonctionnement avec une commande de pression acceptable, la réaction de la pression qui est effectivement appliquée à l'étrier de frein, 35 peut être transmise à un noeud d'entrée du contrôleur de pression, en vue d'une comparaison avec le signal d'entrée provenant du contrôleur de décélération 23. Cette réaction peut être établie par l'intermédiaire d'un transducteur de pression et d'une interface appropriés et elle se traduit par l'établissement d'une indication d'erreur entre]a pression commandée et la pression effective, afin d'attaquer le contrôleur de pression. Le transducteur de pression peut 5 être par exemple du type h pont de jauges de contrainte présentant des caractéristiques d'amplification intégrales et de protection EMI. Un tel transducteur est le dispositif connu sous le nom de Kulite IPTE-31-1000 et il est monté de préférence dans la conduite hydraulique entre la vanne éleclû trohydraulique et l'étrier de frein. Suivant la présente invention, pendant la durée du dernier tour du rotor 14, par exemple, le contrôleur d'azimut à l'arrêt 32 exerce une influence sur 'angle de rotation restant dont tourne le rotor 14 avant de s'arrêter, en 15 réponse aux valeurs effectives de la vitesse 28, de la position 29 et de l'accélération 30. La mise à jour du contrôleur d'azimut à l'arrêt 32 a lieu par exemple à une fréquence de 40 hertz. La figure 1 montre également une réaction d'un si20 gnal de décélération le long d'une ligne 30' jusqu'à un noeud 30" à partir du différentiateur 29', qui fonctionne, par exemple, avec une fonction de transfert telle que s/(s + K4), qui convertit des indications de vitesse 28 en indications de décélération 30 et qui assure ainsi une 25 opération de réaction stable du dispositif de commande 13 avec le signal de décélération 30 en permettant une comparaison de la décélération effective avec l'ordre de décélération d'entrée produit par la commande 15. Une autre version de la fonction de transfert qui est préférée, peut être 30 exprimée par s/(Ts + 1)2, cette fonction se traduisant en fait par une réponse de signal plus lisse que la précedente. La différence entre le signal de décélération provenant du différentiateur 29' et l'indication d'ordre de décélération]5" au noeud 30" est normalement égale à zéro (0), ce 35 qui fournit un signal d'ordre de pression de frein constante conformément à la fonction de transfert Kl+K2/s. Dans le cas o des couples externes ou des variations du coefficient de frottement du frein entraînent une modification de la décé- lération effective, cette différence s'écarte de zéro et se traduit par une variation de la pression du frein suffisante pour rendre égales lh encore la décélération commandée et la décélération effective. Les gains K1 et K2 sont choisis de manière h placer un zéro en boucle ouverte au pôle dominant de la boucle fermée du dispositif de commande de pression, et à commander la stabilité de la réponse dans le temps à la décélération. Dans le système préféré le contrôleur de décélération 23 a 10 une fonction de transfert de (320 + 3520/s) x 6,89 x 103 en pascals par radian par seconde par seconde d'erreur de décélération. En appliquant une commande de décélération 15 au contrôleur de décélération 23 et par conséquent au frein de 15 rotor 31, on provoque ainsi une décélération du rotor 14. Cependant ceci ne permet pas la commande la position finale en rotation du rotor lorsqu'il s'arrête, parce que la ligne 30' permet uniquement la surveillance de l'erreur de décélération et qu'elle ne surveille pas la vitesse 28 et la posi20 tion 29 du rotor tandis que le temps passe. Aussi, suivant l'invention, le circuit de commande 13 comprend additionnellement le contrôleur d'azimut à l'arrêt 32 qui produit un signal de sortie AZMOD comme il est représenté sur la figure 2. En particulier le signal 2-5 ASMOD modifie continuellement la commande de décélération 'de manière à amener la future position d'arrêt du rotor 14 è coincider avec une position parmi un ensemble de positions d'arrêt désirées jusqu'à ce que tout mouvement angulaire ait cessé. L'introduction du signal de modification 30 d'azimut AZMOD permet l'établissement du signal de commandé de décélération 15", qui correspond à la somme de la première indication de commande de décélération 15' et du signal AZMOD qui est le modificateur de commande exigé pour arrêter le rotor suivant un angle désiré. Une telle commande est possible grace h la prise en considération des siqnaux de position, de vitesse et de décélération par le contrôleur d'azimut à l'arrAt 32, ainsi qu'il est montré sur les fiqures 1 et 2. En particu- lier, comme on peut mieux le voir sur la figure 2, un circuit de prédiction d'azimut de transistion 41 reçoit les signaux de décélération 30 et de vitesse 28 et i] les traite suivant la relation delta P = (Wi) (Wi)/2dW par exemple, 5 dans la condition o la vitesse angulaire de l'une des pales 27 du rotor est devenue nulle. Le circuit de prédiction d'azimut de transition 41 produit ainsi un signal de position DAZSTP qui est équivalent b "delta P", sur une ligne 54, ce signal représentant l'angle restant à par10 courir par le rotor 14 avant qu'il ne s'arrête. Cette valeur du signal DAZSTP est ajoutée à l'indication de position effective 29 du rotor pour produire un signal STOPAZ qui indique l'angle devant être parcouru par une pale sélectionnée 27 du rotor, par rapport au début d'un 15 cycle de position en cours de 3600, jusqu'à l'arrêt de cette pale ou d'une autre des pales 27 du rotor dans une position angulaire particulière. Pour des valeurs du signal STOPAZ supérieure à 3600, le signal STOPAZ est normalisé au cycle de rotation en retranchant 3600 dans un normaliseur (non 20 représenté). Par exemple, si le circuit de prédiction d'azimut de transition 41 détermine qu'il subsiste un angle de rotation de 3400 avant que le rotor ne s'arrête et si la position actuelle du rotor par rapport à la référence zéro est 1600, le signal STOPAZ est alors égal à 1600 + 3400 =5000, mais le signal STOPAZ normalisé est égal à 5000 - 3600 = 1400. Suivant l'invention lorsque le signal DAZSTP est inférieur à un tour, c'est-à-dire inférieur b 3600, un commutateur 47 est en contact avec une ligne 52 provenant d'un 30 compensateur de signal 66, sous la direction d'une ligne de commande 54', afin de produire un signal AZMOD 38 non nul, pour accroître ou diminuer le niveau de la commande de décélération. Le commutateur 47 est normalement connecté à une entrée 49 qui est réglée à zéro. Ainsi le signal AZMOD est 35 normalement zéro. Cependant, suivant l'invention, une indication de non zéro 52 peut être produite, sous la commande de la ligne 54' qui reçoit le signal DAZSTP 54 dont il lin a été question ci-dessus, pour assurer que les pales 27 du rotor viennent s'arrêter dans la configuration prédéterminée avec précision, déjà indiquée, sans dépassement. Lorsque le rotor 14 a atteint une position corres5 pondant à un tour ou à moins d'un tour avant son point d'arrêt, ainsi qu'il est déterminé par le circuit de prédiction d'azimut de transition 41, le contrôleur d'azimut à l'arrêt 32 la commande de décélération de correction, déjà définie comme étant le signal AZMOD sur la ligne 38, ce signal pou10 vent avoir une polarité positive ou néqative. Ceci force la trajectoire du rotor 14 à s'arrêter suivant un azimut sélectionné, tel que 450 à partir d'une référence zéro prédéterminée telle que la direction du déplacement de l'hélicoptère 26 ou la direction opposée par exemple, en permettant 15 ainsi aux pales 27 du rotor, suivant une version, d'agir en tant qu'ailes pour l'hélicoptère 26 pendant la translation vers l'avant. Si des influences externes, tel que le vent, viennent à altérer la trajectoire établie en ce point, h un 20 degré dépassant les possibilités de commande du signal de correction, le contrôleur d'azimut à l'arrêt 32 sélectionne une valeur d'azimut h l'arrêt appropriée suivante, par l'intermédiaire du générateur de référence de position 55, ainsi qu'il sera exposé, lequel émet une nouvelle commande de 25 décélération AZREF le long d'une ligne 55' dirigée et focalisée vers la nouvelle position d'azimut h l'arrêt. Ainsi qu'il a déjà été indiqué, la figure 2 montre le fonctionnement interne du contrôleur d'azimut à l'arrêt 32 d'une manière détaillée. Le circuit de prédiction d'a30 zimut de transition 41 met h jour continuellement l'angle restant'dont doit tourner le rotor 14. Cet angle "DAZSTP" est ajouté h la position effective du rotor de manièreh fournir une indication normalisée de l'azimut h l'arrêt. Cette indication normalisée de l'azimut h l'arrêt 35 est utilisée par le générateur de référence de position 55, ainsi qu'il est représenté sur la figure 3, de manièreh choisir la position la plus proche, pour l'une quelconque des pales 27 du rotor, de l'un de plusieurs points d'arrêt désirés "AZREF" qui, suivant une version de l'invention dans laquelle] 'hélicoptbre 26 comprend quatre pales 27, comprennent des positions se trouvant par exemple h 450, 1350, 2250 et 3150. Après l'établissement d'une position d'arrêt désirée pour une pale sélectionnée 27, la différence entre la valeur AZREF et la valeur normalisée STOPA7 est calculée et définie en tant qu'erreur de position "POSERR" 55". Ceci reproduit l'erreur qui apparaîtrait sans modulation du frein 10 ou une autre modulation et constitue la grandeur de la correction devant être appliquée pour arrêter la pale sélectionnée 27 dans une position désirée compte tenu de sa position actuelle. Suivant un exemple la valeur POSERR peut être de -50. En maintenant le signe négatif à travers le compen15 sateur 66, le signal A7MOD serait également négatif, en indiquant ainsi au contrôleur de décélération 23 qu'une augmentation de la décélération est exigée pour amener le rotor à s'arrêter 50 plus tôt. Le signal AZMOD 38 est produit en ajustant l'échelle 20 et la phase du signal émis POSERR 55" dans le compensateur 66, suivant des techniques bien connues, pour adapter le signal de sortie 52 du compensateur 66 à la gamme de l'indication d'ordre de décélération 15'. Le signal POSERR est ainsi modifié afin de le rendre compatible avec le niveau et 25 le caractère de la sortie de la commande de décélération 15 précitée. Le compensateur 66 comprend en particulier un pôle à l'origine afin d'améliorer les performances d'erreur en régime permanent de cette boucle de commande de position, et deux zéro à basse fréquence pour stabiliser et amortir la 30 réponse de l'étape d'erreur de position. Dans la forme d'exécution préférée, la fonction de transfert du compensateur 66 est (0, 14 s+]) (0,13 s+l) (0,nO15)/s(0,05 s+l), en radians par seconde par seconde par degré d'erreur de position en azimut. Le générateur de référence de position 55 observe en particulier la valeur d'entrée du signal normalisé STUPAZ 57, et il délivre h sa sortie une valeur angulaire prOddterminée de A7REF. La valeur prédéterminée de A7RFF peut être choisie arbitrairement de manière h amener une pale particulière parmi les pales 27 à s'arrêter dans une position en azimut désirée, ou bien encore le générateur de référence de position 55 peut avoir plusieurs valeurs AZREF ainsi qu'il 5 est représenté sur la figure 3, suivant le nombre des pales 27 du rotor. Ces valeurs angulaires sont sélectionnées, par exemple, comme étant régulièrement espacées autour d'un périmètre de 3600 suivant le nombre des pales 27 et elles peuvent être décalées arbitrairement. Le signal de sortie 10 AZREF 55' indique ainsi une position d'arrêt préférée en établissant une valeur de référence AZREF la plus proche de la valeur normalisée STOPAZ, en arrêtant ainsi une pale sélectionnée 27 dans une position prédéterminée, suivant l'invention. Comme il a déjà été noté, suivant une version 15 de l'invention qui concerne un hélicoptère 26 à quatre pales, il est désiré que l'arrêt se produise dans une position à 45,135,225, ou 315 degrés. Le signal POSERR 55" est traité de manière à former le signal AZMOD d'une manière compatible avec la vitesse du 20 dispositif de commande 13 et les exigences de stabilité qui n'ont pas déjà été mentionnées précédemmement. En particulier, suivant une version de l'invention, le rapport des signaux AZMOD/POSERR est égal à (tl s+î) (t2 s+1)/(t3 s+l)s. Le signal AZMOD 38 modifie ainsi la décélération 25 commandée 15 et il commande h son tour le frein de rotor 31 dans un sens amenant une réduction du signal POSERR 55" à zéro dans le temps. Une fois amené à zéro tout écart du signal POSERR 55" par rapport à la valeur zéro se traduit par une variation de la pression du frein afin de ramener de 30 nouveau le signal POSERR à zéro. Avec ce mode de mise à jour continuelle et de retour à zéro continuel de l'erreur de position à l'arrêt 55' le rotor est guidé vers un point d'arrêt coincidant avec un azimut désiré, sans qu'il y ait un dépassement. REVENDICATInNS 1.- Dispositif de commande pour ralentir la vitesse angulaire et arrêter le mouvement de rotation d'un rotor d'hélicoptère, au moyen d'un frein de rotor, dans une position en azimut sélectionnée, ce rotor comportant une pluralité de pales pour supporter, en tournant, cet hélicoptère, comprenant un contrôleur de décélération (23) commandant le fonctionnement du frein de rotor (31), un élément de 10 commande de décélération (15) pour établir une indication d'une commande de décélération afin de diriger le fonctionnement du contrôleur de décélération (23), un dispositif de détection (35',36) pour établir des indications relatives au mouvement du rotor d'hélicoptère, ces indications compre15 nant des indications de vitesse (28) et de position (29), le dispositif de détection (35',36) répondant au mouvement de l'hélicoptère, des moyens de réaction (29') pour différentier l'indication de vitesse afin de produire une valeur de décélération (30) du rotor, et des moyens (32) pour réduire 20 l'indication de commande de décélération de la grandeur de la valeur de la décélération (30) et pour fournir la différence résultante au contrôleur de décélération (23), caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens pour déterminer une position en azimut à l'arrêt prédite pour le rotor *25 (14), et des moyens d'ajustement pour ajuster la valeur de la position en azimut à l'arrêt prédite à un azimut à l'arrêt sélectionné. 2.- Dispositif suivant la revendication 1 caractérisé en ce qu'il comprend des moyens (41) pour prédire une 30 valeur d'azimut à l'arrêt de l'une des pales (27) compte tenu de la décélération (30) et de la vitesse (28) effectives du rotor (14), et un générateur de référence de position (55) produisant une indication de la valeur angulaire la plus proche parmi un certain nombre de valeurs angulai35 res discrètes, espacées également les unes des autres, correspondant au nombre des pales (27) de l'hélicoptère, la valeur la plus proche parmi ces valeurs angulaires étant plus proche de la valeur d'azimut à l'arrêt prédite pour la pale sélectionnée (27) que n'importe quelle autre valeur anqulaire. 3.- Dispositif suivant la revendication 2 caracté5 risé en ce que la différence entre la valeur d'azimut à l'arrêt prédite et la valeur la plus proche parmi les valeurs angulaires établit une erreur de position (POSERR) pour ajuster la valeur de la commande de décélération. 4,- Dispositif suivant la revendication 1 caracté10 tris en ce que la commande de décélération est ajustée uniquement pendant la durée du dernier tour du rotor (14) avent que celui ne vienne à l'arrêt.