Brevet FR2611040A1 — publié le 19880819

L'invention est relative à un systère autonome de mesure cinématique pour hélicoptère. Actuellement, les systèmes de naviga- tion pour hélicoptère permettent de déterminer 'es paramètres de navigation de celui-ci, paramètres tels que la vitesse relative de l'hélicoptère par rapport au sol, l'angle de cap e défini comme l'anglede l'axe lon- gitudinal de l'hélicoptère et de la direction du nord géographique, la vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air exprimée selon ses composantes Vax parallèle à l'axe xx longitudinal de l'hélicoptère et latérale Vay, parallèle à un axe yy perpendiculaire à l'axe longitudinal xx. Par commodité, mais de façon non limi- tative, les axes longitudinal xx et transversal yy de l'hélicoptère se coupent au centre de gravité G de celui-ci, et définissent,l'hélicoptère étant au sol, un plan parallèle à celui-ci. Pour déterminer la vitesse relative de l'hélicoptère par rapport à l'air, des cellules anémomé- triques sont utilisées. Si celles-ci permettent de dé- terminer avec une bonne précision la vitesse relative de l'hélicoptère par rapport à l'air notamment dans sa composante longitudinale Vax dans le domaine des hautes vitesses, c'est-à-dire pour une composante de vitesse longitudinale Vax supérieure à 50 noeuds soit environ 25 m/s, il n'en va pas de même pour le domaine des basses vitesses corres- pondant aux composantes de vitesse inférieures à 25 m/s et notamment aux vitesses faibles de vol stationnaire de l'hélicoptère. Dans ce dernier cas, la vitesse rela- tive de l'hélicoptère par rapport à l'air ne peut ête obtenue que par la mise en oeuvre d'appareils spéciaux, coûteux, fragiles et dont l'utilisation ne peut guère être envisagée que dans le cadre d'essais en vol. Les systèmes de navigation actuels pour hélicoptères opérationnels présentent donc un défaut de constance de précision de mesure de vitesse par rapport à l'air dans le domaine des faibles vitesses de la plage des vitesses précitées. En outre, ils sont tributaires, afin de remédier à cet inconvénient, d'appareils de mesure auxiliaires, lesquels sont fra- giles et délicats à mettre en oeuvre. Le système autonome de mesure cinématique pour hélicoptère, objet de l'invention, a pour but de remé- dier aux inconvénients précités par la mise en oeuvre i15 d'un système de mesure cinématique autonome pour hélicoptère permettant d'obtenir une précision de mesure de la vi- tesse de l'hélicoptère par rapport à l'air, sensible- ment comparable sur toute la plage de ladite vitesse de l'hélicoptère. Un autre objet du svstème de mesure cinématique objet de l'invention, est la mise en oeuvre d'un système de mesure cinématique pour hélicoptèreexempt d'appareils auxiliaires de mesure de la vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air dans le domaine des basses vitesses. Un autre objet de la présente invention est la mise en oeuvre d'un système autonome de mesure ciné- matique pour hélicoptère dans lequel, en l'absence d'aoDpa- reils auxiliaires de mesure de la vitesse relative de l'hélicoptère par rapport à l'air aux basses vitesses, la détermination des composantes longitudinale Vax et latérale Vay est obtcnue à partir d-s seuls paramètres mécaniques et/ou dynamiques de fonctionnement de l'hé- licoptère en vol. Un autre objet du système autonome de mesure cinématicne pour hélicoptère objet de l'invention est la mise en oeuvre d'un système autonome de mesure cinéma- tique pour hélicoptère non dédié, ledit système autonome de me- sure cinématique Dour hélicoDtère non dédié pouvant être condi- tionné en un système de mesure cinématique dédié, c'est-1-dire un système de mesure cinématique confiquré non seulement à un type, mais à chaque hélicoptère d'un type considé- ré, suite à un processus d'éducation ou de calibration du système au cours d'un vol d'essai. Un autre objet du svstème autonome de mesure cinématique selon l'invention est enfin la mise en oeuvre d'un svstème de mesure cinématique autonome adaptatif, c'est-à- dire susceptible d'assurer une auasi totale indépendan- ce de la précision de mesure des valeursdes composantes de vitesse relative de l'hélicoptère par rapport à l'air bien que les caractéristiques mécaniques ou dynamiques de composants mécaniques de l'hélicoptère permettant la détermination desdites vitesses soient sujettes à variation et dégradation en fonction de l'usure de ces composants et/ou de leur disparité ou variation lors de leur remplacement au cours de programmes d'entretien systématique. Le système autonome de mesure cinématique pour hélicoptère objet de l'invention, l'hélicoptère compor- tant un rotor de sustentation, un rotor anticouple, des premiers moyens de commande du pas cyclique et du pas collectif du rotor de sustentation et des deuxièmes moyens de commande du pas du rotor anticouple, est re- marquable en ce que des directions longitudinale et transversale étant définies parunrepère d'axes x,y, lié au centre de gravité de l'hélicoptère et définissant l'hélicoptère étant au sol, un plan parallèle à celui-ci, le système comporte des moyens de mesure de la vitesse par rapport au sol de l'hélicoptère, lesdits moyens délivrant en fonctionnement un signal de vitesse de l'hélicoptère par rapport au sol, des moyens de mesure du pas cyclique longitudinal et du pas cyclique latéral des pales du rotor de sustentation délivrant un signal de mesure du pas cycli- que longitudinal et du pas cyclique latéral, des moyens de mesure du pas collectif imprimé aux pales du rotor de sustentation délivrant un signal de mesure du pas collectif, des moyens de mesure du pas du rotor anti-couple, des mo- yens du type accéléromètre, lesdits moyens du type accélé- romètre permettant de délivrer un signal d'accélération de l'hélicoptère, ledit signal d'accélération correspondant à un premier signal représentatif de l'accélération longi- tudinale et à un deuxième signal représentatif de l'accélé- ration latérale de l'hélicoptère par rapport au sol, des moyens de mesure de l'angle de cap de l'hélicoptère per- mettant de délivrer un signal représentatif de l'angle de cap de l'hélicoptère, des moyens de calcul auxiliaires recevant les informations de vitesse de l'hélicoptère par rapport au sol, de pas cyclique longitudinal, latéral et collectif du rotor de sustentation, de pas du rotor anticouple, d'accélération longitudinale et transversale de l'hélicoptère par rapport au sol et délivrant les informations de vitesse longitudinale et latérale de l'hélicoptère par rapport à l'air, lesdites vitesses longi- tudinale et latérale étant calculées à partir d'une fonc- tion biunivoque des valeurs des paramètres mécaniques et dynamiques mesurés de pas cyclique longitudinal et transver- salade pas collectif du rotor de sustentation, de pas du rotor anticouple, de l'accélération longitudinale et latérale de l'hélicoptère par rapport au sol. L'invention trouve application à l'industrie aéronautique des hélicoptères à usage militaire ou civil. Elle sera mieux comprise à la lecture de la description et à l'observation des dessins ci-après dans lesquels: - la figure la représente un hélicoptère en vol, en vue de dessus, - la figure lb représente un hélicoptère en vol en vue latérale, la figure lc représente un hélicoptère en vol en vue de face, les figures la, lb, lc permettant de définir et illustrer les différents paramètres méca- niques et dynamiques de l'hélicoptère en vol, - la figure 2 représente un système de mesure cinématique complet, conformément à l'objet de l'invention, - la figure 3 représente un détail de réalisation d'un élément essentiel du système de mesure cinématique objet de l'invention constitué par le calcu- lateur auxiliaire associé au système de mesure cinématique, - la figure 4a représente de manière schématique un processus de calibration ou d'éducation d'un système de mesure cinématique conforme à l'invention par une série de figures de vol élémentaires, le système étant embarqué, - la figure 4b représente un organigram- me d'un programme de type menu permettant grâce à un dialogue interactif pilote machine, la conduite du pro- cessus de calibration ou d'éducation précité, - la figure 4c représente un diagramme des valeurs de coefficients de pondération utilisés pour réaliser une transition de la valeur calculée de la vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air Vax, sur toute la plage de vitesses, hautes vi- tesses, basses vitesses, de l'hélicoptère. Le svstème autonome de mesure cinématique s pour hélicoptère, objet de l'invention, sera tout d'abord décrit en liaison avec les figures la, lb, lc, lesquelles, représentant un hélicoptère en vol, per- mettent de définir les différents paramètres mécaniques et/ou dynamiques intervenant dans le système de mesure cinématique objet de l'invention. Sur la figure la, on a représenté l'hé- licoptère en vol en vue de dessus, un repère d'axes axe longitudinal xx, et axe latéral ou transversal yy, de l'hélicoptère étant lié à celui-ci en son centre de gravité G, l'hélicoptère suivant une trajectoire for- mant un angle de cap e par rapport à la direction du nord géographique représenté par la flèche N. L'angle de cap est défini comme l'angle formé par la direction longitudinale xx de l'hélicoptère et le nord géographique. Sur la figure lb, laquelle représente l'hélicoptère en vol en vue latérale, l'hélicoptère est réputé comprendre un rotor de sustentation noté Ros et un rotor anticouple Rac. De manière classique, l'hé- licoptère comporte également des premiers moyens de com- mande du pas cyclique noté Pc et du pas collectif noté Pcol du rotor de sustentation Ros. On rappelle pour mémoire que les pales du rotor de sustentation Ros, présentent par rapport à une direction de réfé- rence, la direction H sur les figures la et lb, une inclinaison moyenne dite inclinaison de pas collectif, laquelle peut,bienentendu,être commandée par le pilote à l'aide des premiers moyens de commande précités. A l'inclinaison de pas collectif des pales du rotor de sustentation Ros est superposée une inclinaison dite de pas cyclique notée Pc. Sur les figures lb et lc, on a en outre représenté le système d'axe formant repère comportant l'axe longitudinal noté xx, l'axe latéral transversal noté yy, ces axes définissant, lorsque l'hélicoptère est au sol, un plan parallèle à celui-ci. Les directions longitudinale x et trans- versale y de l'hélicoptère en vol sont définies par les axes xx et yy de celui-ci. L'axe zz est orthogonal au plan formé par les axes xxet yy précédemment cités au centre de gravité G de l'hélicoptère. Bien entendu, tout autre système d'axe défini par translation d'un vecteur déterminé, peut de manière non limitative et sans sortir du cadre de l'objet de l'invention, être utilisé. A partir des axes précédemment définis, le pas cyclique des pales du rotor de sustentation Ros, pas cyclique noté Pc, se décompose en un pas cyclique longitudinal Pcx des pales du rotor de sustentation Ros et un pas cyclique latéral noté Pcy. Le pas cyclique longitudinal Pcx et le pas cyclique latéral Pcy appa- raissent donc comme le pas d'inclinaison des pales appliqué respectivement à celles-ci, lorsque,au cours de la rotation,une-pale considérée se trouve alignée dans la direction xx, respectivement yy. L'inclinai- son de pas cyclique est ainsi périodiquement appliquée en superposition à l'inclinaison de pas collectif des pales du rotor de sustentation, ainsi qu'il est bien connu du principe de fonctionnement des hélicoptères. En fonction des conditions de vol, le pilote est ainsi amené à modifier d'une part l'inclinaison de pas collectif envue d'assurer la sustentation de l'hélicoptère à une altitude déterminée, et d'autre part, l'inclinaison de pas cyclique et notamment d'inclinaison de pas cyclique longitudinal et trans- versal, afin d'assurer le déplacement correspondant en translation de l'hélicoptère, soit en mouvementavant arrière, arrière avant, soit en mouvement latéral. La modification du pas collectif et du pas cyclique lon- gitudinal et transversal est effectuée à l'aide des premiers moyens de commande précédemment cités. Ceux- ci seront décrits plus en détail ultérieurement dans la description. Sur la figure lb, on a représenté rela- tivement aux pales du rotor de sustentation Ros, par rapport à une direction de référence telle que l'hori- zontale notée H, l'inclinaison de pas collectif Pcol et l'inclinaison de pas cyclique noté respectivement pas cyclique longitudinal Pcx et pas cyclique latéral Pcy, ces différentesinclinaisons étant représentées en trait mixte. La pale correspondante du rotor de sus- tentation Ros est représentée en trait continu et pré- sente une inclinaison intermédiaire par rapport aux inclinaisons de pas cyclique et de pas collectif pré- cédemment citées.En outre, l'hélicoptère comporte des deuxièmes moyens de commande du pas noté Pac du rotor anticouple, c'est-à-dire de l'inclinaison despales de celui-ci. De la même façon, sur la figure lb, on a représenté le paramètre d'inclinaison du pas anticouple Pac par un trait pointillé par rapport à une direction 26 11040 de référence, la verticale notée V.Les deuxièmes moyens de commande permettent également au pilote de régler l'inclinaison de pas anticouple du rotor anticouple. Sur les figures lb et lc, on a également représenté les paramètres d'attitude de l'hélicoptère en vol, l'angle d'inclinaison de l'hélicoptère dans le plan contenant l'ax- longitudinal xx de celui-ci par rapport à l'horizontaleH étant noté , l'angle pré- cité corespondantà l'angle formé par la composante d'ac- célération longitudinale 'x avec la direction de l'ho- rizontale H, en l'absence d'accélération propre de l'hélicoptère. Sur la figure lc, on a également repré- senté l'angle d'inclinaison de l'hélicoptère dans le plan contenant l'axe latéral yy, cet angle étant noté M et correspondant à l'angle formé par la composante d'accélération latérale notée Yy de l'hélicoptère, avec la direction de l'horizontale H, en l'absence d'accélération propre de l'hélicoptère. Les paramètres de fonctionnement mécani- ques et dynamiques de l'hélicoptère en vol ayant été définis en liaison avec les figures la, lb, lc, une description plus détaillée du système autonome de mesure cindmatique pour hélicoptère objet de l'invention sera donnée en liaison avec la figure 2. Ainsi qu'il apparaît sur la figure pré- citée, le système objet de l'invention comporte des moyens de mesure de lavitesse par rapport au sol de l'hélicoptère. Sur la figure 2, les moyens de mesure précités sont notés RD, et peuvent avantageusement consister en un radar Doppler, embarqué sur l'hélicop- tère. Ces moyens ne seront pas décrits en détail, car ils constituent l'équipement habituel d'un hélicoptère de combat. Les moyens de mesure de la vitesse par rapport au sol de l'hélicoptère, délivrent en fonctionnement un signal noté Vs de vitesse del'hélicoptère par rapport au sol. Le signal de vitesse de l'hélicoptère Vs peut avanta- geusement être décomposé en ses composantes selon l'axe longitudinal xx de l'hélicoptère et l'axe laté- ral yy, lesdites composantes étant alors notées Vsx et Vsy. En outre, ainsi qu'on le remarquera en figure 2, le système autonome de navigation objet de l'invention, comporte également des moyens de mesure de l'angle de cap e suivi par l'hélicoptère en vol. Ces moyens notés CM sur la figure 2, sont symbolique- ment représentés par une flèche notée N orientée par rapport à la direction xx. Ces moyens peuvent avanta- geusement être réalisés par un compas magnétique par exemple. Ils ne seront pas décrits car ce type d'appa- reillage fait normalement partie de l'équipement de bord de l'hélicoptère. Sur la figure.2, on a représenté les organes essentiels d'un hélicoptère comportant un rotor de sustentation noté Ros, un rotor anticouple noté Rac, les premiers moyens de commande du pas cyclique Pc et du pas collectif Pcol despales du rotor de sustentation Ros. On notera que, de manière classique, les premiers moyens de commande,notés 1, du pas cyclique Pc et du pas collectif Pcol des pales du rotor de sustentation Ros comportent un manche du type manche à balai, entrai- nant par un mécanisme 10 conférant au manche précité un double degré de liberté dans la direction longitudi- nale xx et dans la direction transversale ou latérale yy, un double jeu de tringlerie noté 101,102. Le jeu 1 1 de tringlerie précité commande le pas cyclique longitu- dinal Pcx et le pas cyclique transversal Pcy respecti- vement des pales notées Pal du rotor de sustentation par l'intermédiaire d'un système d'embrayage 103 et de tringles intermédiaires 104,105. Le pas collectif Pcol est directement commandé par le degré de couplage de l'embrayage 103, par l'intermédiaire d'un deuxième le- vier noté 100, permettant, par l'intermédiaire d'une tringlerie 106, de régler l'inclinaison moyenne des pales du rotor de sustentation et de définir ainsi le pas collectif Pcol. Bien entendu, tout moyen de commande autre que celui représenté sur la figure 2, peut être utilisé. Ces éléments mécaniques ne seront pas décrits plus en détail car ils font partie de la technique connue de la commande d'entraînement et d'o- rientation des pales d'un hélicoptère. De même, l'hélicoptère tel que repré- senté en figure 2 en ces éléments essentiels, comporte des deuxièmes moyens notés 2 de commande du pas noté Pac du rotor anticouple Rac. Les deuxièmes moyens de commande notés 2 permettent par l'intermédiaire d'une tringlerie 107, le réglage de l'inclinaison des pales du rotor anticouple Rac, de façon analogue.sensiblement au réglage du pas collectif du rotor de sustentation. Afin d'assurer une mesure de la vitesse relative de l'hélicoptère par rapport à l'air dans le domaine des basses vitesses, c'est-à-dire pour des vi- tesses relatives de l'hélicoptère par rapport à l'air, inférieures à 50 noeuds, soit environ 25 m/s, et ce en l'absence d'appareils auxiliaires de mesure de la vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air dans le domaine des basses vitesses, le système autonome de mesure cinématique objet de l'invention, ainsi que représenté en figure 2, comporte de manière particulièrement avantageuse des moyens notés 3, 31, de mesure du pas cyclique longitudinal Pcx des pales du rotor de sustentation Ros, ces moyens délivrant un signal de mesure du pas cyclique longitudinal Pcx. De même, le système autonome de mesure cinématique pour hélicoptère objet de l'invention comprend des moyens notés 3,32 de mesure du pas cycli- que latéral Pcy des pales du rotor de sustentation Ros. Ces moyens délivrent un signal de mesure du pas cyclique latéral Pcy. De même, des moyens de mesure 34 du pas collectif Pcol imprimé aux pales du rotor de sustenta- tion Ros sont prévus et délivrent un signal de mesure du pas collectif Pcol. De la même façon, des moyens 35 de mesure du pas Pac du rotor anticouple Rac délivrent un signal de mesure du pas Pac du rotor anticouple Rac. Ainsi qu'on l'a représenté en outre en figure 2, le système autonome de mesure cinématique pour héli- coptère objet de l'invention comporte également des moyens 33 du type accéléromètre. Les moyens du type accéléromètre peuvent a priori être constitués par tout moyen permettant de délivrer un signal d'accélération de l'hélicoptère noté A sur la figure 3. Le signal d'accé- lération A correspond à un premier signal Yx représentatifde 2 611040 l'accélération longitudinale et un deuxième signal (y représentatif de l'accélération latérale de l'héli- coptère par rapport au sol. A titre d'exemple non limitatif, les moyens 33 du type accéléromètre peuvent avanta- geuse ent être constitués par une centrale inertielle de type "strap-down", centrale inertielle liée, commer- cialisée par la Demanderesse sous la référence 28 SH. Cette centrale inertielle est une centrale haute per- formance, permettant de satisfaire aux besoins des hélicoptères de haut niveauà mission complexe, dans le domaine de la marine,du combat anti-chars, des ren- seignements et de;l'observation. Pour un panorama com- plet des performances d'une telle centrale inertielle, on pourra se reporter à la note technique n 1485/01/83 éditée par la Demanderesse. Bien entendu, le système comporte en outre un calculateur auxiliaire référencé en 37 sur la figure 2. Le calculateur auxiliaire peut être constitué par un calculateur directement intégré à la centrale inertielle précitée ou au contraire, par un calculateur indépendant, de façon non limitative. Ainsi qu'on l'a représenté en figure 2, les moyens de calcul auxiliaires 37 reçoivent les infor- mations Vs de vitesse de l'hélicoptère par rapport au sol, délivrées par le système radar Doppler ou tout système équivalent, tel que système de navigation par satellite, récepteur du type svstème lVSTAR. Le cal- culateur auxiliaire reçoit bien entendu également, les informations de pas cyclique longitudinal Pcx, de pas cyclique latéral Pcy, et de pas collectif Pcol du rotor de sustentation Ros, ainsi que les informations de pas du rotor anticouple Pac, d'accélération longitu- dinale Yx et transversale ou latérale Yy de l'hélicop- tère par rapport au sol. Sur la figure 2, on a repré- senté les moyens de calcul 37 reliés aux différents moyens de mesure ou capteurs délivrant les informa- tions précitées par l'intermédiaire d'un circuit 36 jouant le rôle d'interface entre le calculateur propre- ment dit 37 et les signaux délivrés par les moyens capteurs précités. Conformément à l'invention, les moyens de calcul auxiliaires ou calculateurs auxiliaires 37 délivrent les informations de vitesse longtiduinale Vax et latérale Vay de l'hélicoptère par rapport à l'air, ces vitesses longitudinale Vax et latérale Vay par rap- port à l'air étant calculées à partir d'une fonction biunivoque des valeurs des paramètres mécaniques et dynamiques mesurés, valeurs de pas cyclique longitudi- nal Pcx, de pas cyclique latéral Pcy, de pas collectif Pcol du rotor de sustentation Ros, de pas Pac du rotor anticouple Rac, de l'accélération longitudinale Yx et latérale Yy de l'hélicoptère par rapport au sol. De manière avantageuse, les moyens 31, 32 de mesure du pas cyclique longitudinal Pcx et du pas cyclique latéral Pcy comprennent des capteurs de posi- tion des moyens de commande lOl, 102 du pas cyclique du rotor de sustentation. Ainsi que représenté de manière schématique en figure 2, ces capteurs de posi- tion peuvent avantageusement être constitués par des potentiomètres de recopie de position, dont la borne de connexion mobile est solidaire de la tringlerie 101, respectivement 102, de commande d'orientation des pales du rotor de sustentation. De la même façon, des moyens 34, 35 de mesure du pas collectif Pcol du rotor de sustentation Ros, du pas Pac du rotor anticouple Rac comprennent des capteurs de position des moyens de commande du pas collectif des pales du rotor de sustentation et du rotor anticouple. Ces capteurs de position sont également constitués par des potentiomètres de recopie de position dont la borne mobile est reliée à la trin- glerie de commande des rotors correspondants, tringle- ries 106 et 107, respectivement. Selon un aspect particulièrement avan- tageux du svstèeme de mesure cinématique autonome objet de l'in- vention, dans le domaine des basses vitesses de l'héli- coptère par rapport à l'air, la fonction biunivoque, à partir de laquelle sont établies les vitesses lon- gitudinale Vax et latérale Vay de l'hélicoptère par rapport à l'air est une combinaison linéaire des in- formationsmesurées précédemment citées. Selon une autre caractéristique avan- tageuse du système de mesure cinématique objet de l'invention, les combinaisons linéaires des informations mesurées établissant la valeur de la vitesse longitudinale Vax respectivement latérale Vay de l'hélicoptère par rapport à l'air ont même forme et vérifient respectivement les relations: Vax =o 1 Pcx +02 Pcy + 3 Yx +4 {y +o5 Pcol +46 Pac +7 Vay = 1 Pcx + 2 Pcy +3rx +4 ry + 5 Pcol + 6 Pac +P7 Dans les relations précitées, les coef- ficient z1, 2, 3, 4, 5, 6, c7 et 1, 2, P3, P4 P5, 6, P7 sont des coefficients appartenant à l'en- semble des nombres réels. Ainsi qu'on l'a représenté schématique- * ment en figure 2, les moyens de mesure et de calcul 3 comportent des moyens d'échantillonnage 36 et de numé- risation des signaux de mesure du pas cyclique longitudinal Pcx, du pas cyclique latéral Pcy, du pas collectif Pcol et du pas Pac du rotor anticouple, ces moyens d'échan- tillonnage et de numérisation étant normalement prévus sur le circuit interface précédemment cité. Bien enten- du, le circuit d'interface précité et les moyens d'é- chantillonnage reçoivent également l'information de vitesse par rapport au sol de l'hélicoptère, le signal Vs, lequel se décompose en deux signaux relatifs aux composantes de la vitesse longitudinale Vsx de l'héli- coptère par rapport au sol de la vitesse latérale Vsy correspondante. Le circuit d'interface 36 comportant les moyens d'échantillonnage et de numérisation pré- cités reçoivent également le signal Vcap, mesuré par le compas magnétique précédemment cité, et délivré par exemple par la centrale inertielle, ainsi que décrit précédemment. Les moyens d'échantillonnage et de numérisation peuvent avantageusement être cons- titués par une carte de conversion analogique numéri- que rapide délivrant la valeur des signaux correspon- dants sous forme numérisée. Les moyens de calcul proprement dits 37 des moyens calculateurs auxiliaires du système autonome de mesure cinématique seront décrits de façon plus dé- taillée, en liaison avec la figure 3. Selon la figure précitée, les moyens de calcul proprement dits 37 peuvent également comporter une unité centrale de calcul notée CPU référencée 370 et des moyens de mémorisation. L'unité centrale, de cal- cul peut par exemple être constituée par un micro- processeur commercialisé sous la référence 8080 par la société INTEL. En outre, les moyens de calcul proprement dits 37 comportent des moyens 371 de mémo- risation du type mémoire vive, destinés à mémoriser la valeur instantanée des valeurs de mesure numérisée. La mémoire vive 371 notée MV sur la figure 4, pré- sente de préférence une capacité mémoire de 0,5 koctet. En outre, des moyens 372 de mémorisation de type mé- moire morte sont prévus, la mémoire vive 371 et la mémoire morte 372 étant connectée à l'unité centrale par une liaison par BUS de type habituel. Les moyens 372 de mémorisation de type mémoire morte comportent, pour un type d'hélicoptère donné et un hélicoptère donné de ce type une table de valeursdes coefficients o(1, o2, o3, D4, 5, à6, (7 et g1, e2, 9e3, 8 4, 5, 156, e7 permettant d'établir les valeurs des vitesses lon- gitudinale Vax et latérale Vay en fonction des valeurs mesurées, en fonctionnement de l'hélicoptère. Bien entendu, les moyens de calcul pro- prementdits 37 comportent un programme de calcul des valeurs des combinaisons linéaires exprimant la vitesse longitudinale Vax et transversale Vay. Ils peuvent com- porter également, de manière avantageuse, un programme de calcul de changement d'axe par rotation sensiblement égale à 45 . En effet, au cours d'essais effectués de systèmesde navigation objet de l'invention, on a pu constaterque la restitution de la valeur de vitesse longitudinale Vax, respectivement latérale Vay, de l'hélicoptère par rapport à l'air pour un type donné d'hélicoptère était sensiblement améliorée lorsque les valeurs de vitesse longitudinale Vax, respectivement latérale Vay étaient sensiblement rendues indépendantes des paramètres croisés de pas cyclique Pcy, respective- ment Pcx, et d'accélération fy, respectivement Yx cor- respondants. Dans ce cas, les coefficients 2,c 4 et 01, P3 sont dans les relations 1 et 2 précédentes, minimum. Ils ont pour valeur pour un hélicoptère de type donné c2m eto 4m et respectivement ê1m et P 3m. Dans ce cas, les valeurs de la vitesse dite longitudinale et dite latérale de l'hélicoptère par rapport à l'air Vax et respectivement Vay, sont exprimées par rapport à des axes XY, orientés sensiblement à 45 par rapport aux axes xy précédemment décrits. Cette rotation d'axe a pour effet d'entralner que l'influence sur les valeurs correspondantes de la vitesse des composantes orthogonales du pas cyclique Pcy, respectivement Pcx, latéral et longitudinal, ainsi que des accélérations transverale (y et longitudinale rx est minimalisée. Différents essais pour un type de maté- riel donné, par exemple un hélicoptère de combat commer- cialisé par la société française Aérospatiale, sous la désignation de PUMA, ont montré que dans le cas o les fonctions biunivoques étaient réduites à des combinai- sons linéaires, la meilleure restitution des vitesses longitudinale Vax et latérale Vay était obtenue pour un nombre de coefficients de combinaisons linéaires égal à 7. Les coefficients 1 à "7 et P1 à e7, respectivement. Dans ce cas, les écarts résiduels de vitesse sur la va- leur de vitesse longitudinale Vax ont atteint 1,30 noeuds alors que l'écart résiduel sur les vitesses latérale Vay a atteint 1,68 noeuds, soit sensiblement.des écarts infé- rieurs à 1 m/s respectivement. Dans le cas de l'utilisa- tion de combinaisons linéaires, le nombre de coeffi- cients a,P pris égal à 7 permet donc d'obtenir une res- titution de vitesse longitudinale Vax, respectivement latérale Vay par rapport à l'air optimale. Bien entendu, préalablement à l'implan- tation des valeurs des coefficients 1g2, "3, "4,"5, C6,07 et e1, 62, P3, P4, P5, f6, P7 dans la mémoire morte 372 du calculateur proprement dit, les èffi- cients précités étant-bien entendu caractéristiques d'un type d'hélicoptère et d'un hélicoptère en parti- culier, il est nécessaire d'effectuer un processus de calibration ou d'éducation du système autonome objet de l'invention, afin d'assurer une identification des coefficients précités. Préalablement à cette identifi- cation, le système de mesure cinématique, objet de l'invention est un système non dédié, ce système devenant au con- traire un système dédié et autonome, après identifica- tion des coefficients précédemment cités pour un type et un hélicoptère de ce type particulier. Afin de mettre en oeuvre le processus de calibration ou d'éducation du système de mesure ciné- matique non dédié tel que précédemment défini, les moyens de calcul proprement dits 37 recevant l'information de cap (Vcap) comportent également un programme de type menu, permettant, au moyen d'un dialogue interactif pilote-ma- chine, d'effectuer par une opération de calibration ou éducation du système, pour un type d'hélicoptère et un hélicoptère donné, une identification des coefficients d et t précités, à partir d'un vol d'essai de l'hélicop- tère à bord duquel le système de mesure cinématique est embarqué. Ainsi qu' on l'a représenté de manière schématique en figure 4a, le programme menu précité comporte une série d'incitationsinvitant le pilote à bord de l'hélicoptère, à effectuer au cours du vol d'essai une pluralité de figures de vol élémentaires notées F1, F2,...Fi. Chaque figure de vol élémentaire Fi est définie par une valeur de cap Ai et une valeur de vitesse Vsi de l'hélicoptère par rapport au sol. Bien entendu les paramètres d'angle de cap ei et de vitesse Vsi sont pour le vol d'essai et les figures de vol élémentaire Fi constituant celui-ci, considérés comme variables indépendantes. En outre, ainsi qu'on le comprendra facilement, pour chaque figure de vol élémentaire Fi constitutive du vol d'essai, le programme menu com- porte avantageusement un sous-programme d'acquisition d'une pluralité de paramètres de calibration. Les paramètres de calibration consistent en la valeur mesurée au cours de la figure de vol élémentaire d'or- dre i du pas cyclique longitudinal pcxi, du pas cycli- que latéral pcyi, de l'accélération longitudinale rxi de l'accélération latérale Yyi, du pas collectif pcoli, du pas du rotor anticouple paci et du cosinus du sinus de l'angle de cap ei de l'hélicoptère. Ainsi qu'on la représenté de manière schématique en figure 4b, pour chaque figure de vol élémentaire Fi constitutives du vol d'essai, le programme de type menu comporte un sous-programme d'évaluation des paramètres de calibration pour le vol d'essai considéré. La figure 4b représente un organigramme du sous-pro- gramme précité. Le sous-programme précité consiste à partir des valeurs mesurées de la vitesse de l'héli- coptère par rapport au sol, vitesse Vs exprimée sous la forme de ses composantes vitesse longitudinale Vsx et vitesse latérale Vsy, à établir à l'étape réfé- rencée 1000, pour les directions longitudinale et trans- versale de l'hélicoptère, les formes linéaires ci-après: Vsxi =X1 x pcxi +c2xpcyi + 1, i2, 03, 14, 5, 56, P7 ne sont autres que les coef- ficients des combinaisons linéaires précédemment décrites dans la description. De même,les coefficients X8, 49 et F8, 9 correspondent aux composantes estimées nord et est de a vitesse du vent au cours des figures de vol élémen- taires Fi considérées,ou du vol d'essai. Pour cette phase de calibration, il est nécessaire que le vent présente une faible vitesse, mais surtout une valeur sensiblement constante au cours de chaque vol d'essai considéré, c'est-à-dire, que le vent ne présente pratiquement pas de rafale. Ainsi, l'algorithme de calcul, tel que repré- senté en figure 4a,détermine non seulement les paramètres de calibration précités, mais également les deux compo- santes de vent nord et est, qui sont alors supposées constantes au cours de l'essai. Les formes linéaires correspondant aux relations 3 et 4 précédentes sont ensuite soumises à l'étape 1001, 1002, de la figure 4b, à un test de validation des paramètres de calibration de la figure de vol élémentaire Fi correspondante. Sur réponse né- gative d'amélioration du conditionnement du système de navigation, la forme linéaire représentée par la relation 3 ou la relation 4,ou équation,est rejetée en 1020 et le programme de type menu revient alors à la situation initiale pour inviter le pilote à ef- fectuer une nouvelle figure de vol élémentaire corres- pondante, permettant à celui-ci d'effectuer une nou- velle tentative. Sur réponse positive au test d'améliora- tion du conditionnement du système en 1002, la forme linéaire ou équation donnée par les relations 3 ou 4 est alors incorporée en 1003, de façon à constituer un système d'équations linéaires représentatif de 1 'état du système machine, svstèrme de mesure cinématique objet de l'invention, après la figure de vol élémen- taire Fi d'ordre i acceptée. De préférence, le système d'équations S(Vsxi) S(Vsyi) pourra comporter un nom- bre d'équations redondant ainsi qu'il sera décrit ultérieurement dans la description. Le système d'équations linéaires ainsi formé S(Vsxi), S(Vsyi) comportant i équations relatives à la vitesse relative de l'hélicoptère par rapport au sol, vitesse longitudinale VSxi et vitesse latérale VSyi,est alors soumis à un test de suffisance de con- ditonnement, ce test pouvant consister en une comparaison du nombre de valeurs de variables indépendantes, angle de cap 0i et de vitessepar rapport au sol Vsxi, Vsyi, par rapport à une valeur de référence par exem- ple. Une réponse négative au test précité en 1004, relatif à la suffisance du conditionnement,a pour ef- fet de ramener le système en situation initiale pour le choix d'une nouvelle figure de vol élémentaire sus- ceptible de permettre l'établissement d'une nouvelle forme linéaire ou nouvelle équation, à partir d'une figure de vol élémentaire supplémentaire. Au contraire, en cas de réponse posi- tive au test formé en 1004, le système d'équations S(Vsxi), S(Vsyi) est soumis en 1005, à un test de suf- fisance du nombre d'équations le constituant, afin, sur réponse négative, d'inciter le pilote à effectuer une autre figure de vol élémentaire, par retour à la situation initiale,et,sur réponse positive, d'effectuer la résolution en 1006 du système d'équations pour dé- terminer la valeur des coefficients dl à 9, et 1 à 9 constituant les combinaisons linéaires permettant d'exprimer la vitesse longitudinale Vax et latérale Vay de l'hélicoptère par rapport à l'air. Selon une caractéristique avantageuse du processus de calibration ou d'éducation du système de mesure cinématique objet de l'invention, le test 1001, 1002 de validation des paramètres de calibration de la figure de vol élémentaire Fi correspondante est effectué sur un critère d'état représentatif de la distribution uniforme des anglesde cap Gi et des valeurs de vites- se par rapport au sol Vsxi et Vsyi, sur la plage des vitesses et des angles de cap utilisés pour la défini- tion des figures de vol élémentaire Fi. Les incitations ou directives données au pilote par le programme de type menu sont avanta- geusement données sous la forme d'instructions d'angle de cap Di et de vitesse par rapport au sol Vsi pour les différentes figures de vol élémentaire Fi succes- sives. Les instructions de vitesse par rapport au sol sont données au pilote sous forme de valeur de compo- sante de vitesse longitudinale Vsxi et latérale Vsyi par rapport au sol. De manière avantageuse mais non limitative, les figures de vol élémentaire Fi peuvent comporter des figures de vol stationnaire pour diffé- rents caps, des figures en vol dérapé par exemple. Le processus de calibration ou d'éducation du système de mesure cinématiaue selon l'invention, permet une détermination expérimentale des différents coefficients intervenant dans les combinaisons liné- aires de restitution de la vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air, selon les directions longitudinale et latérale de celui-ci. Cette identification des coef- ficients est faite au cours d'un vol spécial dont la durée est d'une vingtaine de minutes environ et com- portant les trajectoires ou figures de vol élémentaire Fi précitées. Compte tenu de la facilité de mise en oeuvre du système de mesure cinématique selon l'invention, un processus de calibration pourra bien entendu être conduit lors de la première mise en service de l'héli- coptère considéré, à partir d'un système non dédié, en l'absence de coefficientsde combinaison linéaire implantés en mémoire morte 372, ou à partir d'un système pseudo-dédié dans lequel les valeurs des coef- ficients des combinaisons linéaires précitées corres- pondent à des valeurs moyennes pour un type d'appareil considéré. En outre, et compte tenu de la facilité de mise en oeuvre du système de mesure cinématique selon l'in- vention, un nouveau processus de calibration ou d'édu- cation pourra être avantageusement effectué après cha- que démontage du rotor de l'hélicoptère ou d'un moyen de mesure du pas ou de toute pièce mécanique essentielle pour le vol de l'hélicoptère.Ainsi, le svstème de mesure cinématique objet de l'invention est auto-adaptatif en fonc- tion des variations des paramètres de construction ou de maintenance mécanique de celui-ci. Le processus de calibration ou d'éducation est entièrement automati- que ainsi que décrit précédemment, il peut être déclenché par des mots de commande par exemple. Le programme de type menu et les spus-programmes d'acquisition et de test de suffisance de conditionnement en 1004 ainsi que de suffisance du nombre d'équations en 1005, permet- tent de sélectionner automatiquement les meilleures mesures.Lescalculsdes paramètres de calibration ou coef- ficient des combinaisons linéaires de restitution de la vitesse par rapport à l'air peuvent alors être effec- tués lorsqu'un nombre suffisant de mesure a été sélec- tionné. La résolution du système peut ensuite être effectuée, un filtrage du type filtrage récursif ou filtrage de Kalmannpouvant être réalisé, afin d'amé- liorer la précision des calculs. Bien entendu, le fil- trage précité est essentiellement envisagé dans le cas o le nombre d'équations composant le système est lar- gement supérieur au nombre de coefficients à calculer et présente de ce fait une certaine redondance. Les calculs des composantes de vitesse du vent sur les directions nord et est sont normalement indépendants Toutefois, l'algorithme prévoit de pouvoir utiliser sur l'axe longitudinal les composantes du vent calculées sur l'axe transversal et vice versa. L'algo- r!thme de calibration est automatique, il sélectionne les meilleuresmesures suivant un critère d'acceptation précédemment décrit, qui permet d'améliorer les esti- mations des coefficients" et e par la méthode des moindres carrés à chaque acquisition de valeur des mesures de calibration d'ordre i correspondant à une figure de vol Fi acceptée. D'autre part, l'algorithme permet égale- ment le rejet systématique des mesures provenant d'une phase de vol transitoire, dans laquelle une accéléra- tion ou une vitesse angulaire trop importante est pré- sente. Suite au vol d'essai, les valeurs des coefficients et ' des combinaisons linéaires de res- titution de la vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air sont implantées en mémoire morte 372. Le système de mesure cinématicue objet de l'invention est alors autonome et constitue un système de mesure cinématique dédié. Il permet alors de délivrer à partir des valeurs des paramètres de fonctionnement mécaniques et dynamiques mesurées de l'hélicoptère et des combinaisons linéaires conditionnées, c'est-à-dire dans lesquelles les coefficients ont été dé- terminés non seulement pour le type d'appareil correspon- dant mais pour l'appareil lui même, les valeurs de la vitesse longitudinale Vax et Vay de l'hélicoptère par rapport à l'air, notamment pour le domaine des basses vitesses de celui-ci. Afin d'assurer une mesure de vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air sur toute la plage de vitessesde celui-ci, le système de mesure cinématique objet de l'invention, ainsi aue représenté en figure 2, com- porte en outre des moyens de mesure anémométriques notés An, haute vitesse, permettant d'établir la valeur de la vitesse longitudinale Vahx de l'hélicoptère en vol par rapport à l'air à haute vitesse. Bien entendu, ces moyens de mesure anémométriques An sont des moyens de type classique et ne seront pas décrits en détail. Ils sont représentés symboliquement sur la figure 2 par un ané- momètre schématisé. Selon une autre caractéristique avantageuse du système de mesure cinématique objet de l'invention, afin d'assurer une transition de la valeur de la vitesse longitudinale Vax, de l'hélicoptère, par rapport à l'air dans tout le domaine de vitesse de l'hélicoptère, les moyens de calcul proprement dits 37 comportent également un programme de pondération des vitesses précitées, dans lequel la vitesse résultante Vrx longi- tudinale, de l'hélicoptère par rapport à l'air est calcu- lée comme la somme pondérée des cbmposantes longitudinale Vaxl et Vax2 délivrées respectivement par les moyens de calcul à partir des combinaisons linéaires conditionnées précédemment décrites, et par les moyens de mesure anémométriques haute vitesse, respectivement. La vitesse résultante longitudinale de l'hélicoptère par rapport à l'air, après pondération vérifie la relation: Vr x = al Va xl + a2 Va x2 Dans la relation 5 précitée, les coefficients de pondé- ration vérifient la relation al + a 2 = 1. Sur la figure 4c, on a représenté la loi de variation correspondante des coefficients de pondération al et a2, en fonction de la valeur de le vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air, pour la plage de vitesses totale considérée. Les calculs de pondération précités peuvent avanta- geusement être effectués à partir d'un sous-programme permettant, pour la valeur de la vitesse de l'hélicop- tère par rapport à l'air estimée,de déterminer la va- leur correspondante des coefficients de pondération al et a2. On a ainsi décrit un système autonome de rmesure cinématique pour hélicoptère et son utilisation. Le sys- tène autonome de mesure cinématique pour hélicoptère objet de l'invention est particulièrement avantageux en raison de la souplesse d'utilisation de celui-ci en fonction des paramètres variables d'aérodynamisme et/ou mécaniques de l'hélicoptère dans la durée de vie de celui-ci. Compte tenu de la haute adaptabilité du sys- tême de mesure cinématique objet de l'invention, non seu- lement au type d'appareil, mais à l'appareil de ce type considéré, celui-ci permet une utilisation de l'hélicop- tère équipé du système de mesure cinématique autonome objet de l'invention en toute sécurité et dans des conditions de pilotage optimal quelle que soit la mission confiée à celui-ci. Le système de mesure cinématique selon l'in- vention peut être utilisé pour la simulation de vol. REVENDICATIONS 1. Système autonome de mesure cinématicue pour hélicoptère, l'hélicoptère comportant un rotor de sus- tentation (Ros), un rotor anticouple (Rac), des premiers moyens de commande du pas cyclique (Pc) et du pas col- lectif (Pcol) du rotor de sustentation (Ros) et des deu- xièmes moyens de commande du pas (Pac) du rotor anti- couple, caractérisé en ce que des directions longitu- dinale x et transversale y étant définies par un repère d'axes x,y, lié au centre de gravité (G) de l'hélicoptère et définissant, l'hélicoptère étant au sol, un plan parallèle à celui-ci, ledit système comporte: - des moyens (RD) de mesure de la vitesse par rapport au sol de l'hélicoptère, lesdits moyens déli- vrant en fonctionnement un signal (Vs) de vitesse de l'hélicoptère par rapport au sol, - des moyens de mesure (3,31) du pas cyclique longitudinal (Pcx) des pales du rotor de sus- tentation (Ros) délivrant un signal de mesure du pas cyclique longitudinal (Pcx), - des moyens de mesure (3,32) du pas cyclique latéral (Pcy) des pales du rotor de sustenta- tion (Ros) délivrant un signal de mesure Cu pas cycli- que longitudinal (Pcy), - des moyens de mesure (34) du pas collectif (Pcol) imprimé aux pales du rotor de sustenta- tion (Ros), délivrant un signal de mesure du pas collec- tif (Pcol), - des moyens (35) de mesure du pas (Pac) du rotor anticouple (Rac) délivrant un signal de mesure du pas (Pac) du rotor anticouple (Rac) , - des moyens (33) du type accéléromètre délivrant un signal d'accélération de l'hélicoptère, ledit signal d'accélération correspondant à un premier signal ( x) représentatif de l'accélération longitudinale et à un deu- xième signal (yy) représentatif de l'accélération latéra- le de l'hélicoptère par rapport au sol, - des moyens de mesure de l'angle de cap ( longitudinal, latéral et collectif du rotor de sus- tentation (Rcs),(Pca) de pas du rotor anticouple, (Yx) et (Yy) d'accélération longitudinale et transver- sale de l'hélicoptère par rapport au sol, et délivrant les informations de vitesse longitudinale (Vax) et latérale (Vay) de l'hélicoptère par rapport à l'air, lesdites vitesses longitudinale (Vax) et latérale (Vay) par rapport à l'air étant calculées à partir d'une fonction biunivoque des valeurs des paramètres mécani- ques et dynamiques mesurées de pas cyclique longitudi- nal (Pcx) de pas cyclique latéral (Pcy), de pas collec- tif (Pcol) du rotor de sustentation, de pas (Pac) du rotor anticouple(Rac) , de l'accélération longitudinale (Yx) et latérale ({v) de l'hélicoptère par rapport au sol. 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que dans le domaine des basses vi- tesses de l'hélicoptère par rapport à l'air, ladite fonction biunivoque à partir de laquelle sont établies les vitesses longitudinale (Vax) et latérale(Vav) de l'hélicoptère par rapport à l'air est une combinaison linéaire desdites informations mesurées. 3. Système de navigation selon la revendication 2, caractérisé en ce que les combinai- sons linéaires des informations mesurées établissant la valeur de la vitesse longitudinale (Vax) respec- tivement latérale (Vay) de l'hélicoptère par rapport à l'air ont même forme et vérifient respectivement les relations: Vax = 1 Pcx + 2 Pcy + 3 Wx +X4 {y +05 Pcol + 6 Pac + 7 Vay = P1 Pcx + 2 Pcy +3 (x +4 (y + P5 Pcol + 6 Pac +P7 relations dans lesquelles o1.... 7 et P1.... 7 sont des coefficients appartenant à l'ensemble des nom- bres réels. 4. Système selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul comportent: - des moyens (36) d'échantillonnage et de numérisation des signaux de mesure du pas cyclique longitudinal (Pcx), du pas cyclique latéral (Pcy), du pas collectif (Pcol) et du pas (Pac) du rotor anticouple, - des moyens (371) de mémorisation du type mémoire vive destinés à mémoriser la valeur instan- tanée des valeurs de mesure numérisées, - des moyens (372) de mémorisation du type mémoire morte comnortant, pour un type d'hélicon- tère donné une table de valeurs des coefficients 1,..... 7 et è1...... P7 permettant d'établir les valeurs des vitesses longitudinale (Vax) et latérale (Vav) en fonction des valeurs mesurées en fonctionnement. 5. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul comportent: - un programme de calcul des valeurs des combi- naisons linéaires exprimant la vitesse longitudinale (Vax) et transversale (Vay), -un programme de calcul de changement d'axe par rotation sensiblement égale à 45 . 6 - Système selon l'une des revendications 4 ou 5, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul, recevant en outre l'information d'angle de cap (Vcap), compor- tent également un programme de type menu, permettant, au moyen d'un dialogue interactif pilote-machine, d'effectuer par une opération de calibration ou éducation du système pour un type d'hélicoptère et un hélicoptère donné une identifica- tion des coefficients Xi...... 7 et 1..... 87, à partir d'un vol d'essai de l'hélicoptère à bord duquel ledit système est embarqué. 7. Système selon la revendication 6, caractérisé en ce que ledit programme menu comporte une série d'incitations invitant le pilote à bord de l'hélicoptère à effectuer au cours du vol d'essai une pluralité de figures de vol élémentaires (Fi), chaque figure de vol élémentaire (Fi) étant définie par une valeur de cap(L)et une valeur de vitesse (Vsi de l'hé- licoptère par rapnort au sol, les paramètres d'angle de cap et de vitesse (Vsi)étant pour le vol d'essai considérés comme variables indépendantes. 8. Système selon la revendication 7, caractérisé en ce que au cours de chaque figure de vol élémentaire (Fi) constitutive du vol d'essai, le- dit programme menu comporte un sous-programme d'acqui- sition d'une pluralité de paramètres de calibration, lesdits paramètres de calibration consistant en la valeur mesurée, au cours de la figure de vol élémen- taire d'ordre i du pas cyclique longitudinal (pcxi) du pas cycliaue latéral (pcyi), de l'accélération lon- gitudinale ((xi), de l'accélération latérale (fyi), du pas collectif (pcoli), du pas du rotor anticouple (paci), du cosinus et du sinus de l'angle de cap ài de l'hélicoptère. 9. Système selon l'une des revendicr- tions 7 ou 8, caractérisé en ce que au cours des- dites figures de vol élémentaire (Fi) constitutives du vol d'essai ledit programme de type menu comporte un sous-programme d'évaluation des paramètres de cali- bration, pour la figure de vol élémentaire d'ordre i considérée, ledit sous-programme consistant, à partir des valeurs mesurées de la vitesse de l'hélicoptère par rapport au sol vitesse longitudinale (Vsxi)etlaté- rale (Vsyi)à: - établir (1000) pour les directions longitudinale et transversale de l'hélicoptère, les formes linéaires Vsxi =1 x pcxi + z2xpcyi ±3 xYx. + 1 1 Vsyi = 1 x pcxi + P2xpcyi + >3 x {x. + 4 x Yyi + i5 x pco!. +*6 xpaci +r7 +P8 xCosGi+ 9 x Sin8i x i. - soumettre (1001,1002) lesdites formes linéaires à un test de validation des paramètres de ca- libration de la figure de vol élémentaire (Fi) corres- pondante, - incorporer (1003) lesdites formes liné- aires dans un système d'équations linéaires représenta- tives de l'état du système machine après la figure de vol élémentaire (Fi) d'ordre i acceptée, - soumettre (1004) le système d'équa- tions (S(Vsxi)); (SWsyi)) à un test de suffisance de conditionnement consistant en une comparaison du nom- bre de valeurs de variables indépendantes angle de cap (6i) et de vitesses par rapport au sol (Vsxi, Vsyi), - soumettre (1005) le système d'équa- tions (S(Vsxi)); (SVsyi)) à un test de suffisance du nombre d'équations le constituant afin,sur réponse néga- tive, d'inciter le pilote à effectuer une autre. figure de vol élémentaire et, sur réponse positive, d'effec- tuer la résolution (1006) du système d'équations pour déterminer la valeur des coefficients 1...... 7 et j1...7, constituant les combinaisons linéaires permettant d'exprimer la vitesse longitudinale (Vax) et latérale (Vay), de l'hélicoptère par rapport à l'air, les coefficients 8, "9 et 8, P9 correspondant aux composantes estimées nord et est de la vitesse du vent. 10. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce que ledit test (1001,1002) de va- lidation des paramètres de calibration de la figure de vol élémentaire (Fi) correspondante est effectué sur un critère d'état représentatif de la distribu- tion uniforme des angles de cap (-i) et des valeurs de vitesse par rapport au sol (Vsxi), (Vsvi) sur la plage des vitesses et des angles de cap utilisés pour la défi- nition des figures de vol élémentaires (Fi). 11. Système selon l'une des revendica- tions 7 à 9, caractérisé en ce que les incitations ou directives données au pilote par le programme de type menu sont données sous la forme d'instructions d'angle de cap(ei)et de vitesse par rapport au sol (vsi) pour les différentes figures de vol élémentaires (Fi) suc- cessives. 12. Système selon la revendication 11, caractérisé en ce que les instructions de vitesse par rapport au sol sont données au pilote sous forme de va- leurs de composantes de vitesse longitudinale (Vsxi) et latérale (Vsyi) par rapport au sol, les figures de vol élémentaire comportant une pluralité de v ls dérapés. 13. Système selon l'une des revendica- tions 9 à 12, caractérisé en ce que, suite au vol d'es- sai, les valeurs des coefficients o1..... o(7 et 1..... 7 des combinaisons linéaires sont implantées en mémoire morte, ledit système étant alors autonome et constituant un système dédié et délivrant, à partir des valeurs de paramètre de fonctionnement mécanique et dynamiques mesurés de l'hélicoptère et des combinaisons linéaires conditionnées, les valeurs de la vitesse lon- gitudinale (Vax) et latérale (Vay) de l'hélicoptère par rapport à l'air. 14. Système selon l'une des revendica- tions 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comporte en oetre des moyens de mesure anémométrique (An) haute vitesse permettant d'établir la valeur de la vitesse longitu- dinale (Vahx) de l'hélicoptère par rapport à l'air à haute vitesse. 15. Système selon l'une des revendica- tions 1 à 3 et 14, caractérisé en ce que, afin d'assurer une transition de la valeur de la vitesse longitudinale (Vax) par rapport à l'air dans tout le domaine de vitesse de l'hélicoptère, lesdits moyens de calcul comportent un programme de pondération desdites vitesses dans lequel la vitesse résultante (Vrx) longitudinale est calculée conme la somme pondérée des composantes longi- tudinales (Vaxl),(Vax2) délivrées respectivement par les moyens de calcul à partir des combinaisons linéai- res conditionnées et par les moyens de mesure anémomé- trique haute vitesse respectivement Vrx = al Vaxl + a2 Vax2 avec al + a2 = 1. 16. Système selon l'une des revendica- tions précédentes, caractérisé en ce que l'angle de cap (e) de l'hélicoptère est mesuré au moyen d'un compas magnétique. 17. Utilisation d'un système de mesure cinéma- tique autonom pour hélicoptère non dédié selon l'une des reven- dications 1 à 5, au cours d'un vol d'essai comportant une pluralité de figures de vol (Fi) définies par l'angle de cap (ei) et la vitesse(Vsi)de l'hélicoptère par rapport au sol afin de déterminer les coefficients (OP) des combi- naisons linéaires de restitution de la vitesse de l'héli- coptère par rapport à l'air (Vax,Vay) et constituer un svstème de mesure cinématique dédié a un type et à un hélicoptère de ce type. 18. Utilisation d'un système de mesure cinématique autonome pour hélicoptère dédié selon l'une des re- vendications 6 à 16 pour le pilotage d'un hélicoptère.