Brevet FR2750947A1 — publié le 19980116

La présente invention concerne un système de commande de vol pour un avion, en particulier un avion- cible, qui est à même de maintenir un rayon fixe, une altitude fixe et une vitesse fixe,en amenant un avion-cible non piloté à exécuter un virage serré pour confirmer et évaluer la capacité d'un missile ou autre à exécuter la poursuite d'une cible. Une altitude, un angle vertical de trajectoire de vol et une vitesse sont commandés par modification de l'angle de la trajectoire de vol par actionnement, de façon typique, d'un dispositif de commande de l'axe de tangage, comme par exemple un gouvernail de profondeur, etc. d'une manière suffisante pour provoquer une rotation autour d'un axe de tangage, en modifiant ainsi un angle du gouvernail de profondeur, par accroissement ou réduction d'une portance conjointement avec la modification et obtention, de cette manière, d'une accélération dans une direction perpendiculaire de l'avion. Par exemple JA-A-61-196896 décrit une commande de vol au moyen de laquelle un virage est exécuté grâce au maintien d'un angle d'inclinaison désigné, moyennant le maintien de l'altitude par ce système. La figure 8, annexée à la présente demande, illustre ce système connu. En référence à la figure 8, un détecteur d'assiette 12 détecte l'assiette d'un avion 10 devant être contrôlé. Un détecteur altimétrique 14 détecte une altitude de l'avion. Les signaux de sortie correspondant à ces détections sont envoyés à un dispositif de commande de vol 16. Le détecteur d'assiette 12 détecte un angle d'inclinaison 4 et un angle de tangage 0 de l'avion 10. L'angle d'inclinaison est délivré sous la forme d'une grandeur de réaction à un système de commande de l'angle d'inclinaison, et le dernier angle, l'angle de tangage e, est délivré sous la forme d'une grandeur de correction de l'angle de tangage à un système de commande de l'altitude. 2. Le dispositif de commande de vol 16 comprend un dispositif 18 de commande de l'axe de roulis et un dispositif 20 de commande de l'axe de tangage. Le dispositif 18 de commande de l'axe de roulis reçoit une commande de l'angle d'orientation de l'axe de roulis en tant que variable traitée de manière à régler à zéro un écart A4 (=4* -) de l'angle d'inclinaison par rapport à un angle d'inclinaison de consigne 4* délivré par l'unité formant comparateur 22. Un axe de roulis est commandé en fonction de la commande de l'angle d'orientation de l'angle de roulis au moyen d'un dispositif 26 de manoeuvre de l'axe de roulis, par exemple un aileron. Le dispositif de commande de l'axe de tangage reçoit une commande de l'angle d'orientation de l'axe de tangage sous la forme d'une variable traitée de manière à régler à zéro une déviation AH (= H* - H) entre une altitude réelle H et une altitude de consigne H*, délivré par une unité formant comparateur 24 en rapport avec l'angle de tangage 0. Un axe de tangage est commandé en fonction de la commande de l'angle d'orientation de l'axe de tangage, en rapport avec l'angle de tangage 0, au moyen d'un dispositif 28 de manoeuvre de l'axe de tangage, par exemple un gouvernail de profondeur. La publication indiquée précédemment décrit en outre le système dans lequel un gain de réaction du système de commande de l'angle d'inclinaison augmente lorsque l'altitude réelle tombe au-dessous de l'altitude de consigne, ce qui pourrait se produire pendant un virage serré, tout en commandant l'altitude au moyen de la commande de l'axe de tangage et en commandant l'angle d'inclinaison par commande de l'axe de roulis, l'angle d'inclinaison est de ce fait réduit, ce qui améliore la portance dans la direction perpendiculaire et une fonction de rétablissement de l'altitude est de ce fait améliorée. La direction verticale de l'avion 10, c'est-à-dire un axe de portance Q, est proche d'un axe vertical, c'est- à-dire une direction en altitude Z telle que représentée sur la figure 9, annexée à la présente demande, dans le cas d'un vol rectiligne de l'avion, dont les ailes sont horizontales, et pour un virage large avec un faible angle d'inclinaison. C'est pourquoi il est possible, dans l'art antérieur, d'obtenir une composante perpendiculaire ALz pour l'acquisition d'une accélération en rapport avec une composante verticale de portance Lz pour supporter le poids de l'avion, c'est-à- dire une composante de portance en altitude Z, par accroissement et réduction de l'incrément de portance AL pour une portance L dans la direction de l'axe Q de la portance. L'axe de portance Q est incliné en étant aussi proche de l'horizontale que cela est représenté sur la figure 10 annexée à la présente demande, à l'occasion d'une manoeuvre conséquente dans le cas d'un virage serré avec un angle d'inclinaison important. Par conséquent, on doit avoir un incrément de portance AL fortement accru et réduit dans la direction de l'axe de portance Q, qui correspond à la composante de portance verticale ALz pour l'obtention de l'accélération dans la direction Z de l'altitude pour commander l'altitude. On notera qu'une composante horizontale Lh de la portance L agit en tant que force centripète et qu'une composante ALh de l'incrément de portance AL agit en tant qu'incrément de la force centripète pour modifier un rayon de virage sur la figure 10. Tout d'abord, sauf si le dispositif de commande doit fonctionner dans une gamme plus étendue que le vol rectiligne ou un virage large lors de l'exécution de la manoeuvre conséquente comme dans le cas du virage serré exécuté avec l'angle élevé d'inclinaison, on ne peut pas obtenir les mêmes effets de commande. En outre, une précision élevée de commande n'est pas nécessairement requise uniquement pour l'altitude et la vitesse de commande dans le cas d'un virage. L'accélération d'un avion non piloté en virage doit être maintenue de façon précise à une valeur prédéterminée lors de l'exécution d'un virage et d'un dégagement de l'avion-cible non piloté, pour évaluer une capacité de poursuite de cible, par exemple pour échapper à la poursuite d'un missile. Il est également nécessaire que le virage autour d'un objet formant cible au sol doive être exécuté tout en maintenant constant le rayon de virage dans la commande de vol de l'avion observant l'objet formant cible au sol. L'accélération en virage, qui est proportionnelle à la portance, varie fortement et en outre le rayon de virage est susceptible de varier étant donné que la force centripète définie comme une composante horizontale de la portance varie fortement dans le système de l'art antérieur en nécessitant un fort accroissement et une forte réduction de la portance pour commander l'altitude. C'est pourquoi, en second lieu, il est difficile de rendre l'altitude et l'angle de la trajectoire de vol compatibles au maintien de l'accélération en virage et du rayon de virage dans le système de l'art antérieur. Ci-après on va considérer la précision de commande dans un état stationnaire, dans lequel l'avion est stabilisé sur un angle d'inclinaison, une altitude et une vitesse fixes. Pour obtenir le virage stationnaire avec l'accélération en virage réglée par le système de commande l'art antérieur tel que représenté sur la figure 8, on obtient une accélération en virage désirée en introduisant la commande de l'angle d'inclinaison déterminée par la relation suivante: N = 1/cosI (1) N étant l'accélération lors d'un virage stabilisé et 4 est l'angle d'inclinaison. Dans ce cas, si le détecteur d'assiette 12 fournit une erreur de détection, l'angle d'inclinaison devant être obtenu diffère de la valeur de commande, conformément à cette erreur, et il s'ensuit que l'accélération en virage, qu'il faut obtenir, présente une erreur par rapport à la valeur réglée. S'il existe une erreur angulaire de l'ordre de 2,0 lors de l'exécution d'un virage à 2G pour lequel on a N = 2,0 et 4 = 60,0 en réalité on obtient: = 60,0 et N = 2,13. Dans ce cas l'erreur de accélération en virage N n'est pas très élevée. Mais si les valeurs de consigne sont: N = 5,0 et * = 78, 460, ce que l'on obtient en réalité est: = 80,46 et N = 6,04. L'erreur de l'accélération en virage N dépassant 1G et on obtient une erreur importante pour l'accélération en virage pour une faible erreur de l'angle d'inclinaison, lorsque le virage devient de plus en plus serré. Par conséquent, en troisième lieu, il est difficile d'exécuter le virage serré avec une grande précision conformément au système de l'art antérieur, dans lequel l'accélération en virage a été fixée. En outre on sait que la commande d'altitude au moyen du dispositif de commande de l'axe de tangage devient difficile dans une zone désignée sous l'expression "zone arrière", dans laquelle la vitesse de I'avion est suffisamment faible pour être inférieure à environ 1,5 fois la vitesse de décrochage, bien qu'il existe une certaine latitude en fonction des caractéristiques de chaque avion. On suppose que l'avion entre dans la zone arrière à une vitesse plus élevée dans le cas d'un virage serré, notamment, que dans le cas du vol rectiligne et d'un virage large. C'est pourquoi, en quatrième lieu, il doit se poser le problème consistant en ce que le virage serré est difficile à exécuter à une faible vitesse, avec une commande difficile de l'altitude dans le système de commande de l'art antérieur. La réduction de la fonction de rétablissement avec seulement l'accroissement et la réduction de la portance lorsque l'altitude diminue, selon le mode classique, est améliorée au moyen de la réduction de l'inclinaison de l'axe de portance de l'avion, et ce pour un angle d'inclinaison réduit, et par incrémentation de la composante verticale de la portance dans JP-A-61-196896. Cependant, conformément à ce système, les deux types de fonctions de commande au moyen de l'axe de tangage et de l'axe de roulis sont appliqués au maintien de l'altitude, et par conséquent ne peuvent pas correspondre à d'autres buts de commande, tels que le maintien de accélération en virage et le rayon du virage. En outre, l'altitude est commandée par commande de l'axe de tangage et par conséquent la difficulté d'utilisation dans la zone arrière reste inchangée. C'est-à-dire que l'art antérieur cité ici apporte une solution au premier problème décrit précédemment, mais ne fournit aucune solution pour les second, troisième et quatrième problèmes. Un but principal de la présente invention est de fournir un système de commande de vol pour un avion, qui est à même d'améliorer les réponses et les précisions de commande d'une altitude et d'un angle de trajectoire de vol et d'une vitesse lors d'un virage serré avec un angle d'inclinaison important, et de ce fait d'éliminer une fluctuation dans l'accélération en virage, qui est propre à la commande de l'altitude et de l'angle de la trajectoire de vol. A cet effet, un système de commande de vol pour un avion conforme à la présente invention comprend un axe de roulis pour commander un déplacement de roulis de l'avion, un dispositif de manoeuvre de l'axe de tangage pour commander un déplacement de tangage de l'avion, un détecteur altimétrique pour détecter l'altitude de l'avion et un détecteur d'assiette pour détecter différents angles y compris un angle d'inclinaison de l'avion. Le système de commande de vol comporte en outre un détecteur d'accélération verticale pour détecter une accélération verticale de l'avion et produire un signal d'accélération verticale; un dispositif de commande de l'accélération verticale apte à répondre audit signal d'accélération verticale pour calculer l'écart de l'accélération par rapport à une accélération de consigne en virage et une commande de l'angle d'orientation de l'axe de tangage pour annuler ledit écart d'accélération et transmettre la commande de l'angle d'orientation de l'axe de tangage audit dispositif de manoeuvre de l'axe de tangage; un dispositif de calcul de l'angle d'inclinaison de référence apte à répondre à une commande d'accélération de consigne en virage pour calculer un angle d'inclinaison de référence et produire un signal d'angle d'inclinaison de référence; un dispositif de commande de l'altitude apte à répondre à ladite altitude pour calculer un écart entre l'altitude de l'avion et une altitude de consigne, et à une grandeur de correction de l'angle d'inclinaison à partir dudit écart d'altitude et pour produire un signal de commande de l'angle d'inclinaison moyennant la correction dudit signal de l'angle d'inclinaison de référence au moyen de l'utilisation de ladite grandeur de correction de l'angle d'inclinaison; et un dispositif de commande de l'axe de roulis apte à répondre audit signal de commande de l'angle d'inclinaison pour calculer un écart entre ledit angle d'inclinaison et la commande de l'angle d'inclinaison et à la commande d'orientation de l'axe de roulis pour annuler ledit écart de l'angle d'inclinaison et transmettre la commande de l'angle d'orientation de l'axe de roulis audit dispositif de manoeuvre de l'axe de roulis en tant que variable traitée pour obtenir une commande précise dudit avion avec une capacité élevée de réponse et une grande précision. Le système de commande de vol selon la présente invention comporte en outre un détecteur de position de l'avion pour détecter une position de l'avion; des moyens de calcul d'une distance horizontale aptes à répondre à une position de consigne par rapport au sol et ladite position de l'avion pour calculer une distance horizontale par rapport à une cible au sol; et des moyens de commande du rayon de virage aptes à répondre à une différence entre ladite distance horizontale et un rayon de consigne de virage pour l'obtention d'une grandeur de correction de l'accélération et servant à corriger l'accélération de consigne en virage moyennant l'utilisation de ladite grandeur de correction de l'accélération. En outre un système de commande de vol selon la présente invention comprend un dispositif de manoeuvre de l'axe de roulis servant à commander un déplacement de roulis de l'avion, un dispositif de manoeuvre de l'axe de tangage pour commander un déplacement de tangage de l'avion, et un détecteur d'assiette pour détecter différents angles y compris un angle d'inclinaison de l'avion. Le système de commande de vol comporte en outre un détecteur d'accélération verticale pour détecter une accélération verticale de l'avion et produire un signal d'accélération verticale; un dispositif de commande de l'accélération verticale apte à répondre audit signal d'accélération verticale pour calculer l'écart entre l'accélération et une accélération de consigne en virage et à une commande de l'angle d'orientation de l'axe de tangage pour annuler ledit écart d'accélération et transmettre la commande de l'angle d'orientation de l'axe de tangage audit dispositif de manoeuvre de l'axe de tangage; un dispositif de calcul de l'angle d'inclinaison de référence apte à répondre à une commande d'accélération de consigne en virage pour calculer un angle d'inclinaison de référence et produire un signal d'angle d'inclinaison de référence; un détecteur de vitesse pour détecter une vitesse de l'avion et pour produire un signal de vitesse; un dispositif de commande de vitesse apte à répondre audit signal de vitesse pour calculer un écart de la vitesse par rapport à une vitesse de consigne et une grandeur de correction de l'angle d'inclinaison, à partir de l'écart de vitesse pour corriger ledit signal d'angle d'inclinaison de référence et produire un signal de commande de l'angle d'inclinaison; un dispositif de commande de l'axe de roulis apte à répondre audit signal de commande de l'angle d'inclinaison pour calculer un écart dudit angle d'inclinaison par rapport à la commande de l'angle d'inclinaison et à la commande d'orientation de l'axe de roulis pour annuler ledit écart de l'angle d'inclinaison et transmettre la commande de l'angle d'orientation de l'axe de roulis audit dispositif de manoeuvre de l'axe de roulis en tant que variable traitée pour obtenir une commande précise dudit avion avec une capacité élevée de réponse et une grande précision. Le système de commande de vol selon la présente invention comporte en outre un dispositif de calcul d'écart apte à répondre à répondre à la position de l'avion et à une route de consigne pour calculer un écart entre la position de l'avion et une route de consigne; et un dispositif de commutation de signaux pour exécuter une commutation de manière à obtenir une grandeur de correction devant être ajoutée à l'angle d'inclinaison de référence pour obtenir une commande de l'angle d'inclinaison en rapport avec la commande de l'axe de roulis en réponse à l'écart de position en fonction d'un degré de l'angle d'inclinaison de référence lorsque l'angle d'inclinaison de référence est faible, au lieu d'obtenir cette commande par lesdits moyens de commande d'altitude, et pour obtenir une variable relative à la commande de l'axe de tangage en réponse à l'écart d'altitude. Le système de vol selon la présente invention comporte en outre un dispositif de calcul apte à répondre à une position, une altitude et une vitesse de l'avion, et une trajectoire de vol de consigne dans le plan horizontal, une trajectoire de vol de consigne dans un plan perpendiculaire et une vitesse de consigne de l'avion pour calculer une10 commande d'accélération dans le plan horizontal et une commande d'accélération dans le plan perpendiculaire; et un dispositif pour convertir la commande d'accélération dans le plan horizontal et la commande d'accélération dans ie plan perpendiculaire respectivement en la commande de15 l'angle d'inclinaison et la commande de l'accélération. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description donnée ci- après prise en référence aux dessins annexés, sur lesquels: - la figure 1 représente un schéma fonctionnel montrant une première forme de réalisation d'un système de commande de vol selon la présente invention; la figure 2 est un schéma explicatif illustrant de quelle manière un angle d'inclinaison est accru et réduit lors d'un virage serré avec une inclinaison conséquente dans25 un avion; - la figure 3 est un schéma fonctionnel montrant une seconde forme de réalisation du système de commande de vol de la présente invention; - la figure 4 est un schéma fonctionnel montrant une troisième forme de réalisation du système de commande de vol de la présente invention; - la figure 5 est un schéma fonctionnel montrant une quatrième forme de réalisation du système de commande de vol de la présente invention; l1 - la figure 6 est un schéma fonctionnel montrant une cinquième forme de réalisation du système de commande de vol de la présente invention; - la figure 7 est un schéma explicatif illustrant le fonctionnement d'un dispositif de conversion de commandes dans le système de commande de la figure 6; - la figure 8, dont il a déjà été fait mention, est un schéma fonctionnel représentant un système de commande de vol de l'art antérieur;10 - la figure 9, dont il a déjà été fait mention, est un schéma explicatif illustrant de quelle manière la portance augmente et diminue dans un virage large avec une faible inclinaison de l'avion; et - la figure 10, dont il a déjà été fait mention, est un schéma explicatif montrant de quelle manière la portance augmente et diminue lors d'un virage serré avec une forte inclinaison de l'avion. On comprendra les formes de réalisation préférées de la présente invention à la description détaillée qui va suivre, prise en référence aux dessins annexés. La figure 1 représente une première forme de réalisation de la présente invention, qui est appliquée au cas o un virage est exécuté tout en maintenant une altitude et une accélération en virage. Une unité formant comparateur25 32 délivre un écart d'altitude AH, c'est-à-dire une différence entre une altitude de consigne H* et une altitude réelle H détectée par un détecteur altimétrique 14 dans un dispositif de commande de vol 30, qui va être expliqué ici. Un dispositif de commande d'altitude 34 applique un30 processus de commande d'altitude appliqué à un écart d'altitude et délivre une grandeur Zg de correction de l'angle d'inclinaison. Un dispositif 36 de calcul d'un angle d'inclinaison de référence calcule un angle d'inclinaison *r à partir d'une accélération de consigne en virage N* confor- mément à la formule suivante: r = cos-l (/N*) (2) Un additionneur 38 ajoute la grandeur g de correction de l'angle d'inclinaison, fournie par le dispositif 34, à l'angle d'inclinaison de référence 4r ainsi calculé, en fournissant ainsi une commande 4* de l'angle d'inclinaison. Une unité formant comparateur 40 produit une différence entre la commande '* de l'angle d'inclinaison et un angle d'inclinaison réel 4, détecté par un détecteur d'assiette 12, et la différence est réglée en tant qu'écart A de l'angle d'inclinaison. Un dispositif 18 de commande de l'axe de roulis délivre une commande de l'angle d'orientation de l'axe de roulis pour annuler l'écart A4 de l'angle d'inclinaison. Cet angle d'orientation commande un angle d'orientation d'un axe de roulis par l'intermédiaire d'un dispositif 26 de manoeuvre de l'axe de roulis, par exemple un aileron. D'autre part, un détecteur d'accélération verticale 42 détecte une accélération verticale réelle Nt d'un avion 10, et l'unité formant comparateur 44 délivre un écart d'accélération AN c'est-à-dire la différence entre l'accélération verticale Nt et l'accélération de consigne en virage N*. Un dispositif 46 de l'accélération verticale exécute un processus de commande pour annuler l'écart d'accélération AN, ce qui conduit à la délivrance d'une commande de l'angle d'orientation de l'angle de tangage. Un angle d'orientation de l'axe de tangage est commandé en fonction de la commande de l'angle d'orientation par l'intermédiaire d'un dispositif 28 de manoeuvre de l'axe de tangage, par exemple un gouvernail de profondeur. Conformément au système représenté sur la figure 1, le dispositif 26 de manoeuvre de l'axe de roulis est actionné de manière à modifier une inclinaison d'un axe de partance Q par commande de l'angle d'inclinaison comme représenté sur la figure 2 et fournit de ce fait une accélération verticale désirée (ALz), ce qui permet de commander l'altitude lors de l'exécution d'un virage serré, et un angle vertical de la trajectoire de vol ou une vitesse sur l'angle de la trajectoire de vol. Avec cette opération, on obtient une capacité améliorée de réponse et une précision accrue de commande de l'altitude et de l'angle de la trajectoire de vol ou de la vitesse en utilisant la plupart des caractéristiques du virage serré pour obtenir l'accélération verticale (ALz) désirée, avec une faible variation A4 de l'angle d'inclinaison, étant donné que l'axe de portance Q est incliné en étant très proche de l'horizontale. En outre, il est possible d'éliminer les premier et second problèmes mentionnés précédemment, qui sont propres au système de commande de l'art antérieur, en supprimant des fluctuations dans l'accélération en virage, qui sont propres à la commande de l'altitude et de l'angle de la trajectoire de vol. En outre, l'axe de tangage utilisé pour commander l'accélération verticale Nt du corps de l'avion, et ce séparément de la commande de l'altitude et de l'angle de la trajectoire de vol. L'accélération en virage et le rayon de virage peut de ce fait être conservée et ce sans que ceci soit gêné par la commande de l'altitude et de l'angle de la trajectoire de vol. L'accélération en virage peut par conséquent être directement commandée et par conséquent le troisième problème décrit précédemment peut être éliminé. En outre, il ne se pose aucun problème en terme de zone arrière, et la réduction d'altitude jusqu'à une gamme de faibles vitesses juste avant le décrochage peut être facilitée, ce qui permet d'éliminer le quatrième problème. En outre, étant donné que le dispositif 28 de manoeuvre de l'axe de tangage peut également commander l'altitude, l'angle de la trajectoire de vol et la vitesse au moyen de la commande de l'axe de tangage, on peut l'utiliser pour passer à un système de commande de vol classique, convenant pour un virage large ou un vol rectiligne de manière à conserver une route au moyen de la commande de l'axe de roulis à l'aide du dispositif 26 de manoeuvre de l'axe de roulis, ou un système de commande de virage serré en fonction d'une valeur de l'angle d'inclinaison 4. Par conséquent une adaptation à tous les cas de vols, à savoir le vol rectiligne, le virage large et le virage serré, est possible. En outre, l'accélération verticale et l'accélération horizontale, qui sont nécessaires pour guider l'avion sur une trajectoire de vol de consigne sont converties en une commande d'accélération verticale de l'axe de l'avion et une commande 4* de l'angle d'inclinaison dans le dispositif de commande servant à commander l'angle d'inclinaison 4 et l'accélération verticale Nt de l'avion au moyen du système de commande de l'axe de roulis et du système de commande de l'axe de tangage. Alors, ces commandes sont envoyées en tant que valeurs de consigne de commande au dispositif de commande, ce qui permet, pour suivre la route, de maintenir, d'une manière très précise, le suivi de la route requise de consigne y compris le vol rectiligne, l'exécution d'un virage, une ascension et une descente. La figure 3 représente une seconde forme de réalisation convenant dans le cas de l'exécution d'un virage tout en maintenant constants l'altitude et le rayon en virage autour d'une cible au sol. Un dispositif de commande de vol 50 de la seconde forme de réalisation est caractérisé par l'addition d'un dispositif 52 de commande du rayon en virage et d'un dispositif 54 de calcul d'un distance horizontale à une cible au sol, au système 30 représenté sur la figure 1. Ici la valeur de l'accélération de consigne en virage N* n'est pas fixe contrairement au cas de la forme de réalisation représentée sur la figure 1. Le dispositif 54 de calcul de la distance horizontale par rapport à la cible au sol calcule une distance horizontale entre une position d'un avion, détectée par un détecteur 56 de la position de l'avion, comme par exemple un dispositif de navigation, etc., et une position P* d'une cible au sol. Alors une unité formant comparateur 58 délivre un écart sur le rayon en virage, c'est-à-dire un écart par rapport à un rayon de consigne en virage R*. Un dispositif 52 de commande du rayon en virage délivre une grandeur Ng de correction de l'accélération verticale en fonction de l'écart sur le rayon en virage. La grandeur de correction de l'accélération verticale est ajoutée à l'accélération de consigne en virage N* de manière à la modifier, ce qui conduit à l'obtention d'une commande d'accélération Nc. Un angle d'orientation de l'axe de tangage est commandé au moyen du dispositif 46 de commande de l'accélération verticale et du dispositif 28 de manoeuvre de l'axe de tangage de sorte que l'accélération verticale Nt détectée par le détecteur 4 de l'accélération verticale coincide avec la commande d'accélération Nc. L'accélération est commandée par le système de commande de telle sorte que l'accélération est accrue lors de la réception d'un vent arrière, mais réduite dans le cas de la réception d'un vent debout, ce qui permet de maintenir contant le rayon en virage. La figure 4 représente une forme de réalisation appropriée pour un cas, o le virage est exécuté, tout en maintenant constantes la vitesse et l'accélération en virage. Cette forme de réalisation est caractérisée par le fait qu'il est prévu un dispositif 72 de commande de vitesse à titre de remplacement du dispositif de commande d'altitude 34 dans le système représenté sur la figure 1. Une unité formant comparateur 76 fournit un écart de vitesse AS, c'est-àdire une différence entre une vitesse réelle S détectée par un détecteur de vitesse 74 et une vitesse de consigne S*. Le dispositif de commande de vitesse 72 délivre une grandeur de correction de l'angle d'inclinaison permettant d'annuler cet écart de vitesse AS. Cette forme de réalisation est efficace dans le cas o le virage en descente est exécuté tout en maintenant constantes la vitesse et l'accélération en virage dans des conditions de vol, dans lesquelles la poussée des moteurs est insuffisante pour l'exécution d'un virage tout en conservant l'altitude ou bien dans un avion sans moteur, tel qu'un planeur, etc. Les figures 5 et 6 représentent des exemples d'agencement pour l'utilisation de la commande complète. La figure 5 représente un exemple, dans lequel le système de commande de virage serré selon la présente invention et le système de commande classique convenant pour le vol rectiligne et l'exécution d'un virage large, sont utilisés de manière à pouvoir être commutés par permutation, en fonction de la valeur de l'angle d'inclinaison. Un dispositif de commande de vol 80 sur la figure 5 est indiqué à titre d'exemple pour maintenir l'altitude et la route, les mêmes composants que ceux de la figure 1 ou 3 étant désignés par les mêmes chiffres de référence. Il est prévu un détecteur d'assiette 12A servant à détecter un angle de tangage de l'avion. Une altitude de consigne H* et une route de consigne de vol F* sont introduits en tant que valeurs de consigne. Ensuite, il est prévu en supplément un dispositif 82 de réglage de l'angle d'inclinaison de référence/de l'accélération de référence en virage pour le réglage d'un angle d'inclinaison de référence et d'une accélération de référence lors d'un virage, un dispositif de calcul d'écart 84 pour calculer un écart entre une position d'un avion détectée par le détecteur de position 56 et la route de consigne F*, des dispositifs 86, 88 de commande de maintien de la route, et des unités de commutation de signaux 90 et 92 autres qu'un second dispositif 34A de commande d'altitude. Les unités de commutation de signaux 90, 92 sont commandées de manière à être commutées sur la base d'un signal de sortie du dispositif de réglage 82 en fonction d'une valeur de l'angle d'inclinaison de référence réglée par le dispositif de réglage 82. Le dispositif de commande 86 délivre une telle grandeur de correction de l'angle d'inclinaison pour éliminer l'écart en fonction de l'écart calculé par le dispositif de calcul d'écart 84 dans le système de commande de l'axe de roulis, lorsque l'angle d'inclinaison de référence est faible, c'est-à-dire lorsque le vol rectiligne ou un virage large est exécuté. L'angle d'inclinaison de référence est modifié par la grandeur de correction de l'angle d'inclinaison au moyen d'un additionneur 38A. L'angle d'inclinaison est commandé en utillisant l'angle d'inclinaison de référence ainsi modifié, en tant que commande de l'angle de référence, et un angle d'orientation de l'axe de roulis est commandé au moyen du dipositif 18 de commande de l'axe de roulis et du dispositif 26 de manoeuvre de l'axe de roulis. Le dispositif de commande d'altitude 34A délivre une commande de l'angle de rotation en fonction d'un angle de tangage réel fourni par le détecteur d'assiette 12A ainsi qu'en fonction d'un écart d'altitude délivré par l'unité formant comparateur 42, et un angle d'orientation de l'axe de tangage est commandé par un dispositif 28 de manoeuvre de l'axe de tangage dans le système de commande de l'axe de tangage. Si l'angle d'inclinaison de référence est important, le système peut être de fait commuté sur le système de commande représenté sur la figure 1, et la commande appropriée pour le virage serré peut être exécutée. De façon plus spécifique, le dispositif de commande 34 délivre une commande de l'angle d'inclinaison, qui permet d'éliminer l'écart d'altitude en fonction de cet écart d'altitude, et l'angle d'orientation de l'axe de roulis est commandé au moyen du dispositif 18 de commande de l'axe de roulis, et du dispositif 26 de manoeuvre de l'axe de roulis de manière à annuler l'écart de l'angle d'inclinaison délivré en tant que différence entre la commande de l'angle d'inclinaison et l'angle d'inclinaison réel dans le système de commande de l'axe de roulis. L'accélération de référence N* délivrée par le dispositif de réglage 82 est modifiée de manière à être ajoutée par un additionneur 94 à une grandeur incrémentale/décrémentale d'accélération délivrée par le dispositif de calcul d'écart 84 et par le dispositif de commande 88, et par conséquent réglée en tant que commande d'accélération Nc, et un angle d'orientation de l'axe de tangage est commandé par le dispositif 46 de commande d'accélération verticale, et le dispositif 28 de manoeuvre de l'axe de tangage de sorte que l'accélération verticale détectée par le détecteur 42 coïncide avec la commande d'accélération Nc dans le système de commande de l'axe de tangage. On peut répondre à n'importe laquelle des conditions: vol rectiligne, virage large ou virage serré, en commutant, en fonction de la valeur de l'angle d'inclinaison, entre le système de commande de virage serré selon la présente invention et le système de commande de vol classique convenant pour le vol en ligne droite ou le virage large, de sorte que l'altitude, l'angle de la trajectoire de vol et la vitesse sont ainsi commandés au moyen de la commande de l'axe de tangage, et la route est maintenue par commande de l'axe de roulis. En outre, la figure 6 représente un dispositif de commande de vol 100, dans lequel la commande Nv de l'accélération dans le plan vertical (direction verticale) et une commande d'accélération Nh dans le plan horizontal (direction horizontale) nécessaires chacune pour régier un avion 10 sur un cap de vol de consigne, sont converties en une commande d'accélération verticale de l'axe de l'avion et une commande de l'angle d'inclinaison, cette commande étant délivrée sous la forme de signaux d'entrée de consigne au système de commande pour commander l'angle d'inclinaison et l'accélération verticale de l'axe de l'avion avec les systèmes de commande de l'axe de roulis et de l'axe de tangage. Le dispositif de commande de vol 100 ici représenté comprend un dispositif 102 de calcul de l'accélération dans le plan vertical/horizontal et un dispositif de conversion de commande 104. Un dispositif de navigation 106 inclut le détecteur de position, le détecteur altimétrique et le détecteur de vitesse. Le dispositif de navigation 106 détecte une position, une altitude et une vitesse de l'avion et les résultats détectés de position, d'altitude et de vitesse sont envoyés au dispositif de calcul d'accélération 102. Une vitesse de consigne et une trajectoire de vol de consigne dans le plan vertical/le plan horizontal sont également envoyées au dispositif de calcul 102, en fonction des résultats détectés introduits dans ce dispositif. Ensuite le dispositif de calcul 102 calcul la commande d'accélération Nh dans le plan horizontal et l'accélération Nv dans le plan vertical, en fonction de la valeur de consigne et de la valeur réelle (voir figure 7). Les commandes d'accélération Nh, Nv sont converties en une commande d'accélération Nc et une commande Oc de l'angle d'inclinaison au moyen du dispositif de conversion de commande 104. Le dispositif de conversion de commande 104 tel que représenté sur la figure 7 règle la commande d'accélérateur Nh dans le plan horizontal et la commande d'accélération Nv dans le plan vertical en deux composantes vectorielles par rapport à des composantes suivant l'axe x et l'axe y, ajoute une composante d'accélération W équivalente au point d'un avion à la commande d'accélération Nv dans le plan vertical pour régler cette commande en tant que composante suivant l'axe y, c'est-à- dire une composante- verticale (= Nv + W), règle une somme vectorielle de cette composante verticale et d'une composante suivant l'axe x, c'est-à-dire la commande d'accélération Nh dans le plan horizontal, dans une commande d'accélération directionnelle de portance Nc, et règle un angle formé par la composante perpendiculaire (= Nv + W) et la commande d'accélération directionnelle de portance Nc en tant que commande de l'angle d'inclinaison 4c. L'axe de roulis et l'axe de tangage sont commandés, comme indiqué ci-après, en fonction de ce qui a été décrit de façon détaillé en rapport avec le système représenté sur la figure 1, moyennant l'utilisation de la commande d'accélération Nc et de la commande tc de l'angle d'inclinaison, ainsi obtenues. Ce système possède une caractéristique telle que la commande de maintien d'une route quelconque, y compris le vol rectiligne, un virage, une montée et une descente peuvent être réalisées avec une grande précision sans commutation du signal de commande, par conversion de l'accélération verticale et de l'accélération horizontale pour régler l'avion sur la route de consigne, au moyen de la commande de l'accélération verticale de l'axe de l'avion et de la commande de l'angle d'inclinaison, au moyen de la commande de l'axe de roulis et de l'axe de tangage, les commandes étant utilisées en tant que valeurs de consigne de commande dans le système de commande servant à commander l'angle d'inclinaison et l'accélération verticale de l'axe de l'avion avec les systèmes de commande de l'axe de roulis et de l'axe de tangage. Les rectangles respectifs constituant le système arithmétique de commande de vol ont été expliqués comme s'il s'agissait de dispositifs à circuits analogiques indépendants les uns des autres dans les formes de réalisation décrites précédemment. Cependant, on peut réaliser une partie ou la totalité de ces fonctions au moyen du logiciel du micro-ordinateur. Comme cela a été décrit précédemment de façon plus détaillée, la commande d'altitude dans le cas du virage serré et la commande de l'angle vertical de la trajectoire de vol ou la commande de vitesse au moyen de l'angle de trajectoire de vol, sont exécutées au moyen d'un actionnement du dispositif de commande de l'axe de roulis, de la modification d'inclinaison de l'axe de portance ainsi que la commande de l'angle d'inclinaison, et en obtenant ainsi l'accélération verticale recherchée. Avec cette20 opération, les capacités de réponse et précisions dans la commande de l'altitude et de l'angle de la trajectoire de vol ou de la vitesse sont améliorées grâce à une utilisation suffisante de la caractéristique du virage serré, par obtention de l'accélération perpendiculaire recherchée avec une faible variation de l'angle d'inclinaison étant donné que l'axe de portance est incliné dans une position proche de l'horizontale. En outre les premier et second problèmes propres à ce système de commande de l'art antérieur peuvent être résolus moyennant la suppression des fluctuations de l'accélération en virage, qui sont propres à la commande d'altitude et de l'angle de la trajectoire de vol. En outre, le dispositif de commande de tangage est réglé séparément de la commande de l'altitude et de l'angle de la trajectoire de vol et est utilisé pour commander l'accélération de l'axe35 vertical de l'avion, ce qui a pour effet que l'accélération en virage et le rayon en virage peuvent être conservés sans perturbation due à la commande de l'altitude et de l'angle de la trajectoire de vol. L'accélération en virage peut de ce fait être commandée directement, et par conséquent le5 troisième problème peut être résolu. En outre, le dispositif de commande de l'axe de tangage n'est pas utilisé pour la commande de l'altitude, et par conséquent il ne se pose aucun problème lié à la zone arrière. La réduction de l'altitude jusqu'à la gamme des vitesses inférieures juste10 avant le décrochage peut être facilitée, ce qui permet de résoudre le quatrième problème. Bien que l'on ait décrit et représenté les formes de réalisation actuellement préférées de la présente invention, on comprendra que la description qui précède est donnée à15 titre d'illustration et que de nombreux changements et modifications peuvent apportés à l'invention, sans sortir du cadre de cette dernière. REVENDICATIONS 1. Système de commande de vol pour un avion (10), comportant un dispositif (26) de manoeuvre de l'axe de roulis pour commander un déplacement de roulis de l'avion, un dispositif (28) de manoeuvre de l'axe de tangage pour commander un déplacement de tangage de l'avion, un détecteur altimétrique (14) pour détecter l'altitude de l'avion et un détecteur d'assiette (12) pour détecter différents angles y compris un angle d'inclinaison de l'avion, caractérisé en ce qu'il comporte: un détecteur d'accélération verticale (42) pour détecter une accélération verticale de l'avion et produire un signal d'accélération verticale; des moyens (46) de commande de l'accélération verticale aptes à répondre audit signal d'accélération verticale pour calculer l'écart de l'accélération par rapport à une accélération de consigne en virage et à une commande de l'angle d'orientation de l'axe de tangage pour annuler ledit écart d'accélération et transmettre la commande de l'angle d'orientation de l'axe de tangage audit dispositif de manoeuvre de l'axe de tangage; des moyens (36) de calcul de l'angle d'inclinaison de référence aptes à répondre à une commande d'accélération de consigne en virage pour calculer un angle d'inclinaison de référence et produire un signal d'angle d'inclinaison de référence; des moyens (34) de commande de l'altitude aptes à répondre à ladite altitude pour- calculer un écart entre l'altitude de l'avion et une altitude de consigne, et une grandeur de correction de l'angle d'inclinaison à partir dudit écart d'altitude, et pour produire un signal de commande de l'angle d'inclinaison en corrigeant ledit signal d'angle d'inclinaison de référence au moyen de ladite grandeur de correction de l'angle d'inclinaison; et des moyens (26) de commande de l'axe de roulis aptes à répondre audit signal de commande de l'angle d'inclinaison pour calculer un écart entre ledit angle d'inclinaison et la commande de l'angle d'inclinaison, et à la commande d'orientation de l'axe de roulis, pour annuler ledit écart de l'angle d'inclinaison, et pour transmettre la commande de l'angle d'orientation de l'axe de roulis audit dispositif de manoeuvre de l'axe de roulis en tant que variable traitée, de façon à obtenir une commande précise dudit avion avec une capacité élevée de réponse et une grande précision. 2. Système de commande d'avion selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre: un détecteur (56) de position de l'avion pour détecter une position de l'avion; des moyens (54) de calcul d'une distance horizontale aptes à répondre à une position de consigne par rapport au sol et ladite position de l'avion pour calculer une distance horizontale par rapport à une cible au sol; et des moyens (52) de commande du rayon de virage aptes à répondre à une différence entre ladite distance horizontale et un rayon de consigne de virage pour obtentir une grandeur de correction de l'accélération, et pour corriger l'accélération de consigne en virage au moyen de ladite grandeur de correction de l'accélération. 3. Système de commande de vol pour un avion (10), comportant un dispositif (26) de manoeuvre de l'axe de roulis servant à commander un déplacement de roulis de l'avion, un dispositif (28) de manoeuvre de l'axe de tangage pour commander un déplacement de tangage de l'avion, et un détecteur d'assiette (12) pour détecter différents angles y compris un angle d'inclinaison de l'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: un détecteur d'accélération verticale (42) pour détecter une accélération verticale de l'avion et produire un signal d'accélération verticale; des moyens (46) de commande de l'accélération verticale aptes à répondre audit signal d'accélération verticale pour calculer l'écart entre l'accélération et une accélération de consigne en virage, et à une commande de l'angle d'orientation de l'axe de tangage, pour annuler ledit écart d'accélération et pour transmettre la commande de l'angle d'orientation de l'axe de tangage audit dispositif de manoeuvre de l'axe de tangage; des moyens (36) de calcul de l'angle d'inclinaison de référence aptes à répondre à une commande d'accélération de consigne en virage, pour calculer un angle d'inclinaison de référence et pour produire un signal d'angle d'inclinaison de référence; un détecteur de vitesse (74) pour détecter une vitesse de l'avion et pour produire un signal de vitesse; des moyens (72) de commande de la vitesse aptes à répondre audit signal de vitesse pour calculer un écart de la vitesse par rapport à une vitesse de consigne et une grandeur de correction de l'angle d'inclinaison, à partir de l'écart de vitesse, pour corriger ledit signal d'angle d'inclinaison de référence et pour produire un signal de commande de l'angle d'inclinaison; des moyens (28) de commande de l'axe de roulis aptes à répondre audit signal de commande de l'angle d'inclinaison pour calculer un écart entre ledit angle d'inclinaison et la commande de l'angle d'inclinaison, et à la commande d'orientation de l'axe de roulis, pour annuler ledit écart de l'angle d'inclinaison et pour transmettre la commande de l'angle d'orientation de l'axe de roulis audit dispositif de manoeuvre de l'axe de roulis en tant que variable traitée, de façon à obtenir une commande précise dudit avion avec une capacité élevée de réponse et une grande précision. 4. Système de commande de vol selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre: des moyens (84) de calcul d'écart aptes à répondre à répondre à la position de l'avion et à une route de consigne pour calculer un écart entre la position de l'avion et une route de consigne; et5 des moyens (90, 92) de commutation de signaux pour exécuter une commutation de manière à obtenir une grandeur de correction devant être ajoutée à l'angle d'inclinaison de référence pour obtenir une commande de l'angle d'inclinaison en rapport avec la commande de l'axe de roulis en réponse à10 l'écart de position, en fonction de la taille de l'angle d'inclinaison de référence lorsque l'angle d'inclinaison de référence est faible, au lieu d'obtenir cette commande par lesdits moyens de commande d'altitude, et pour obtenir une variable concernant la commande de l'axe de tangage en15 réponse à l'écart d'altitude. 5. Système de commande de vol selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre: des moyens de calcul (102) aptes à répondre à une position, une altitude et une vitesse de l'avion (10), et une trajectoire de vol de consigne dans le plan horizontal, une trajectoire de vol de consigne dans un plan perpendiculaire et une vitesse de consigne de l'avion, pour calculer une commande d'accélération dans le plan horizontal et une commande d'accélération dans le plan perpendiculaire;25 et des moyens (104) pour convertir la commande d'accélération dans le plan horizontal et la commande d'accélération dans le plan perpendiculaire respectivement en la commande d'angle d'inclinaison et la commande de30 l'accélération.