Brevet FR2811635A1 — publié le 20020118

La présente invention concerne un aéronef à voilure tournante, par exemple du type hélicoptère, dans lequel un rotor, muni de pales et consti- tuant ladite voilure tournante, est intégralement commandé en pas par voie électrique. On sait que les hélicoptères usuels comportent de nombreux orga- nes mécaniques et hydromécaniques nécessaires à la commande du pas collectif et du pas cyclique des pales de leur rotor. De tels organes sont coûteux et de plus présentent une masse importante. On a donc déjà tenté de réduire la masse et le coût d'un tel héli- coptère (voir par exemple le brevet US-5 409 183) en prévoyant des commandes de vol électriques contrôlant le braquage de volets, dont cha- cun d'eux est monté sur une desdites pales du rotor et est apte à com- mander aérodynamiquement le pas de la pale associée, ce qui permet d'éliminer quelques organes mécaniques et hydromécaniques tels que vé- rins, pompes et circuits hydrauliques, mais aucun des autres organes mé- caniques. Par ailleurs, dans ces modes de réalisation connus d'hélicoptères à commandes électriques et volets de commande en pas, apparaissent des problèmes d'instabilité tels que les critères de sécurité usuels en aéronau- tique ne peuvent être satisfaits vis-à-vis de pannes élémentaires ou com- binées qui ne sont pas hautement improbables. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé- nients. Elle concerne un aéronef dans lequel les changements de pas des pales sont obtenus à l'aide de tels volets, perfectionné de façon à permet- tre d'éliminer la quasi totalité des organes mécaniques et hydromécani- ques de commande en pas du rotor, tout en assurant une sécurité d'utili- sation parfaite. A cette fin, selon l'invention, I'aéronef comportant - un fuselage; - des organes de pilotage à la disposition d'un pilote, disposés dans ledit fuselage et aptes à engendrer des consignes de pilotage sous forme de signaux électriques ou optiques; - au moins un rotor tournant par rapport audit fuselage et assurant les fonctions de sustentation dudit aéronef et de déplacement de celui-ci selon des axes de roulis et de tangage ainsi qu'en translation verticale et horizontale, ledit rotor comprenant au moins deux pales dont le pas peut être commandé pour permettre audit rotor d'assurer lesdites fonc- tions; - des volets orientables portés par lesdites pales pour commander le pas de celles-ci; - des actionneurs électriques portés par lesdites pales pour actionner les- dits volets orientables en vue de la commande du pas desdites pales; - un dispositif de commande de vol, du type calculateur, disposé dans ledit fuselage et engendrant, à partir desdites consignes de pilotage et de signaux électriques ou optiques représentatifs de paramètres de vol dudit aéronef, des ordres pour la commande desdits actionneurs électri- ques; et - une interface stationnaire-rotatif entre ledit fuselage et ledit rotor per- mettant de transmettre lesdits ordres de commande auxdits actionneurs électriques, est remarquable en ce que - chacune desdites pales comporte une pluralité de volets alignés le long de l'envergure de ladite pale; - à chacun des volets des pales est associé un dispositif d'actionnement électrique comprenant au moins un tel actionneur électrique; - ledit dispositif de commande de vol engendre une pluralité d'ordres de commande pour la pluralité desdits dispositifs d'actionnement électri- ques; et - une pluralité de liaisons sont prévues entre ledit dispositif de commande de vol et chacun desdits dispositifs d'actionnement électriques pour adresser à chacun de ceux-ci, à travers ladite interface, I'un desdits or- dres de commande. Ainsi, grâce à la pluralité des volets montés sur chacune desdites pales et à la pluralité des ordres de commande adressés, par voie électri- que et/ou optique, aux dispositifs d'actionnement électriques desdits vo- lets, il est possible d'effectuer électriquement la totalité des commandes en pas du rotor dudit aéronef. On peut donc éliminer tous les organes mé- caniques et hydromécaniques utilisés usuellement à cet effet, à savoir les leviers de pas, les biellettes de commande, les plateaux cycliques coulis- sant et tournant, les pompes et circuits hydrauliques, les vérins, les tiges et leviers de commande et le combinateur. Il en résulte un allégement important et une simplification considé- rable des ensembles mécaniques propres à un aéronef à voilure tournante et notamment à un hélicoptère. De plus, un tel système de commande de rotor est facilement transposable et reconfigurable d'un type d'aéronef à un autre, I'essentiel des modifications consistant alors en un nouveau ré- glage des divers paramètres avec un impact limité sur les dispositifs maté- riels. De plus, dans l'aéronef conforme à la présente invention, la multi- plicité des liaisons entre le dispositif de commande de vol et les volets des pales permet d'obtenir une multiplicité de chaînes de commande indépen- dantes, n'ayant aucun organe en commun. Ainsi, en cas de panne d'éléments matériels ou logiciels, l'aéronef selon l'invention peut continuer d'être piloté en toute sécurité, bien qu'avec éventuellement des performances réduites. La sécurité de vol est donc assurée. Dans un mode de réalisation avantageux, ledit dispositif de com- mande de vol engendre un ordre de commande pour chacun desdits dis- positifs d'actionnement électriques et chaque pale comporte autant de volets, agencés de manière identique, que n'importe laquelle des autres pales. Par ailleurs, ladite interface stationnaire-rotatif peut comporter au- tant de voies de transmission distinctes qu'il y a de volets sur chaque pale et chacune desdites voies de transmission peut véhiculer les ordres de commande pour tous les dispositifs d'actionnement électriques des volets de même rang sur lesdites pales. Le dispositif de commande de vol peut alors être du type décrit dans le brevet américain US-6 059 225. Pour accroître encore la fiabilité et la sécurité, lesdites chaînes de commande peuvent être réalisées selon des technologies différentes. Il est alors avantageux que les chaînes de commande de volets proches des ex- trémités libres desdites pales --ce sont ces volets qui présentent la plus grande efficacité aérodynamique-- soient réalisés selon la technologie considérée comme la plus fiable. De préférence, chaque dispositif d'actionnement électrique est logé dans la pale correspondante, à proximité immédiate du volet auquel il est associé. Ainsi, la liaison mécanique entre un dispositif d'actionnement électrique et son volet peut être courte, de sorte que la commande dudit volet est immédiate et directe et que l'on évite de longues tiges de com- mande cheminant dans la pale. Pour des raisons de sécurité supplémentaires, chaque dispositif d'actionnement électrique comporte au moins deux actionneurs électri- ques --vérin ou moteur-- montés en parallèle. Les volets de commande du pas des pales pourraient être montés, sur ces dernières, du côté de leur bord d'attaque. Cependant, pour des raisons de stabilité, il est préférable que lesdits volets soient agencés dans le bord de fuite desdites pales. De plus, afin de parer à une défaillance éventuelle d'une chaîne de commande par défaut de l'un de ses éléments spécifique à une seule pale, ce qui ferait courir le risque d'un déséquilibre important des forces s'exer- çant sur le rotor, on prévoit un système d'autosurveillance vérifiant en permanence, pour chaque chaîne de commande, la conformité de la réali- sation des braquages des volets de la chaîne vis-à-vis des ordres de com- mande. En cas de non conformité de la réalisation, tous les volets de la chaîne sont immobilisés mécaniquement. Le maintien en position des vo- lets nécessaire pour prévenir tout phénomène de flottement aérodynami- que ou aéroélastique, doit être effectif quelle que soit la défaillance en cause, y compris s'il s'agit de la perte de l'énergie électrique propre à la chaîne considérée. Par ailleurs, grâce au fait que, dans l'aéronef à voilure tournante conforme à l'invention, tous les ordres de commande de pas sont électri- ques ou optiques, on peut aisément ajouter auxdits ordres des signaux auxiliaires pour réaliser des fonctions supplémentaires, telles que, comme cela sera décrit ci-après, une fonction antirésonance, une fonction d'auto- réglage de voilure, ou bien encore des fonctions antivibratoire et antibruit. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est une vue générale, schématique et partielle, d'un hélicoptère pourvu de commandes de vol conformément à la présente in- vention. La figure 2 est une coupe selon la ligne 11-11 de la figure 1, illustrant schématiquement la disposition des volets de commande de pas et de leurs actionneurs, sur les pales du rotor de l'hélicoptère. La figure 3 est un schéma synoptique du système de commande de vol de la figure 1. Les figures 4 et 5 illustrent deux modes de réalisation du dispositif de commande de vol engendrant les ordres de commande du braquage desdits volets. L'hélicoptère 1, illustré schématiquement sur la figure 1, comporte un fuselage 2 par rapport auquel peut tourner un rotor 3 (l'hélicoptère pourrait comporter plusieurs rotors 3), porté à l'extrémité supérieure d'un arbre vertical rotatif 4, d'axe Z-Z, par l'intermédiaire d'un moyeu 4A. Sur cette figure 1, le système d'entraînement en rotation du rotor 3 et de l'ar- bre 4 n'est pas représenté. Le fuselage est représenté agrandi par rapport au rotor de façon à montrer les différents dispositifs qu'il contient. Au moyeu 4A sont attachées une pluralité m de pales 5.1, 5.2,... 5.i,... 5.m (avec i = 2, 3,..., m) régulièrement réparties autour de l'axe Z-Z de l'arbre 4 pour former ledit rotor 3, et chaque pale 5.i comporte une pluralité p de volets de bord de fuite 6.1, 6.2,... 6.j,... 6.p (avec j = 2, 3,..., p) alignés le long de l'envergure de ladite pale. Dans l'exemple par- ticulier de la figure 1, m est égal à 4 et p est égal à 3. Sur toutes les pales 5.i, le nombre p de volets 6.j est identique et, d'une pale à l'autre, I'agen- cement desdits volets est également identique. A chacun des volets de bord de fuite 6.j de chacune des pales 5.i est associé un dispositif d'actionnement électrique 7, composé de deux actionneurs électriques 7A et 7B, en parallèle. Tous les dispositifs d'ac- tionnement électrique 7 sont logés à l'intérieur desdites pales 5.i, chaque dispositif 7 étant à proximité du volet 6.j qui lui est associé et relié à celui- ci par une liaison mécanique courte et directe 8. Ainsi, chaque dispositif 7 peut faire pivoter rapidement le volet 6.j associé autour de son axe 9 (de direction générale parallèle à l'envergure de la pale correspondante), par l'intermédiaire de la liaison mécanique 8. Un tel pivotement peut s'effec- tuer indifféremment dans un sens ou dans l'autre. Ainsi, de façon connue, de tels volets permettent de modifier le moment aérodynamique de tangage des pales qui les portent, autour de l'axe 10 de changement de pas desdites pales. Le braquage Y d'un volet 6.j autour de son axe 9 permet de modifier le pas 0 de la pale 5.i corres- pondante. A l'intérieur du fuselage 2, sont prévus un levier de pas collectif 1 1 et un levier de pas cyclique 12, à la disposition d'un pilote (non repré- senté). A ces leviers 1 1 et 12 sont respectivement associés des capteurs 13 et 14, qui convertissent les déplacements desdits leviers en consignes de pilotage électriques ou optiques, qui sont adressées, respectivement par des liaisons 15 et 16, à un dispositif de commande de vol électrique 17. Ce dernier reçoit de plus, par des liaisons 18, des paramètres de vol délivrés par des capteurs, des accéléromètres, des gyromètres, etc... (non représentés). A partir desdites consignes de pilotage et desdits paramètres de vol (voir également la figure 3), le dispositif de commande de vol électri- que 17 élabore une pluralité mxp d'ordres de commande, apparaissant sur les sorties 19 dudit dispositif 17 et chacun destiné à l'un des p volets 6.j d'une des m pales 5.i. Par des liaisons multiples 20, la pluralité des mxp ordres de com- mande élaborés par le dispositif 17 sont adressés à un ensemble de col- lecteurs tournants formant une interface stationnaire-rotatif 21, qui font passer ces ordres sans altération du fuselage non tournant 2 au rotor 3. Ces ordres cheminent vers chacun des dispositifs d'actionnement 7 des volets 6.j, par mxp liaisons 22 (voir la figure 3), les liaisons 22 corres- pondant à une même pale 5.i pouvant être rassemblées dans un câble 23 (voir la figure 1). Sur la figure 4, on a représenté un exemple de réalisation du dis- positif de commande de vol électrique 17, conforme à celui du brevet US- 6 059 225. Cet exemple de réalisation comprend: - une pluralité de n chaînes de génération d'ordres A1, A2,... An, qui génèrent, à partir des signaux reçus par les liaisons 15, 16, 18 un en- semble de n premiers ordres de pilotage - une pluralité de p chaînes d'asservissement B1, B2,..., Bp, sélection- nant chacune l'une des chaînes de génération d'ordres A1 à An au moyen d'un sélecteur respectif S1 à Sp et élaborant des seconds ordres de pilotage au moyen d'un calculateur respectif C1 à Cp; et - une pluralité de p démultiplexeurs M1, M2,..., Mj,... Mp, dont chaque démultiplexeur Mj élabore, à partir desdits seconds ordres, des ordres de commande pour le volet 6.j de chaque pale 5.i. Ainsi, I'ensemble des sorties desdits démultiplexeurs Mj forment les sorties 19 du dispositif 1 7. Ces sorties 19 sont respectivement reliées à une pluralité p de collecteurs tournants D1, D2,... Dj,... Dp formant l'interface 21 pour transmettre lesdits ordres de commande, par les liaisons 22, auxdits vo- lets 6.j des pales 5.i. Avec un tel dispositif de commande de vol électrique 17, les liaisons 22 forment p groupes 22.1, 22.2,..., 22.p, dont chacun d'eux est destiné à la commande de tous les volets 6.j d'ordre correspondant: le groupe 22.1 commande le volet 6.1 de chacune des m pales 5.1 à 5.m, le groupe 22.2 commande le volet 6.2 de chacune des pales 5.1 à 5.m, etc... Ainsi - le volet 6.1 de la pale 5.i est commandé par la liaison spécifique 22.1i du groupe 22.1; - le volet 6.2 de la pale 5.i est commandé par la liaison spécifique 22.2i du groupe 22.2; etc... et - le volet 6.p de la pale 5.i est commandé par la liaison spécifique 22.pi du groupe 22.p. Les liaisons 22 entre l'interface 21 et les dispositifs 7 d'actionne- ment des volets 6.j sont soigneusement protégées mécaniquement et électriquement dans l'arbre 4 et le moyeu 4A et à l'intérieur des pales 5. i. Elles y suivent des cheminements bien séparés et peuvent mettre en oeu- vre des technologies différentes. Toutes ces précautions sont prises afin qu'un endommagement mécanique localisé ou bien une perturbation élec- tromagnétique survenant du fait d'une cause extérieure ne puissent en aucun cas les rendre toutes inopérantes simultanément, et que soit ainsi maintenue en toute circonstance une capacité de piloter l'hélicoptère 1 qui soit suffisante pour poursuivre le vol en sécurité. On voit que, selon ces dispositions, chaque chaîne de commande constituée par une chaîne d'asservissement Bj, un collecteur tournant Dj, un démultiplexeur Mj, les moteurs 7 de l'ensemble des volets 6.j, ainsi que toutes les liaisons 22 entre ces éléments, constitue un ensemble fonction- nel totalement indépendant des autres chaînes sans aucune autre commu- nauté que les structures primaires vitales qui les supportent telles que le fuselage, I'arbre 4, le moyeu 4A et les pales. Dans le but de réduire encore la probabilité d'un mode commun de défaillance, tel que par exemple pouvant résulter d'une insuffisance d'un logiciel, les différentes chaînes utilisent de préférence des technologies différentes. La chaîne dont la technologie est considérée comme globale- ment la plus fiable est préférentiellement affectée au pilotage des volets ayant la plus grande efficacité aérodynamique, c'est-à-dire en règle géné- rale, ceux situés le plus près de l'extrémité de la pale et portant la réfé- rence 6.p sur les dessins. De plus, afin de parer à une défaillance éventuelle d'une chaîne quelconque par l'un de ses éléments spécifique à une seule pale, ce qui ferait courir le risque d'un déséquilibre important des forces s'exerçant sur le rotor, chaque chaîne comporte un système d'autosurveillance 25 véri- fiant en permanence la conformité de la réalisation des braquages des vo- lets de la chaîne vis-à-vis des seconds ordres. En cas de non-conformité de la réalisation, tous les volets de la chaîne sont immobilisées mécani- quement. Le maintien en position des volets, nécessaire pour prévenir tout phénomène de flottement aérodynamique ou aéroélastique, doit être effec- tif quelle que soit la défaillance en cause, y compris s'il s'agit de la perte de l'énergie électrique propre à la chaîne considérée. La variante de réalisation représentée sur la figure 5 diffère du mode de réalisation de la figure 4 en ce que les collecteurs D1, D2,... Dj, Dp sont intercalés entre les chaînes d'asservissement B1, B2,... Bj, 20... Bp et les démultiplexeurs M1, M2,... Mj,... Mp, le dispositif 17 se trouvant alors partagé en deux parties 17A et 17B, séparées par l'inter- face 21.Dans ce cas, lesdits démultiplexeurs peuvent être logés dans le moyeu 4A du rotor 3. Les modes de réalisation des figures 4 et 5 sont fonctionnellement équivalents. On peut trouver avantage à adopter l'un ou l'autre des ces modes de réalisation en fonction des technologies employées dans la chaîne considérée. En particulier, il est possible de choisir l'un ou l'autre de ces modes de réalisation pour les différentes chaînes de pilotage. Par ailleurs, la présente invention permet aisément de faire assurer par le rotor 3 d'autres fonctions que celles de la sustentation et de la pro- pulsion, sans introduire d'organe mécanique supplémentaire, et même en éliminant ou en simplifiant des organes mécaniques actuellement indispen- sables à cet effet sur les hélicoptères connus. Des exemples de telles fonctions supplémentaires sont données ci- après. On sait que les rotors d'hélicoptères, de grand diamètre et com- portant des pales de forme élancée, sont sujets, au sol, à des oscillations du centre de gravité des pales dans un plan parallèle au plan de rotation de ces dernières. Ce mode d'oscillation est susceptible de se coupler aux mouvements du fuselage sur son train d'atterrissage lors de la montée en régime du rotor, avec un fort risque de divergence de ces oscillations cou- plées, avec pour conséquence potentielle le retournement et la destruction de l'appareil. Il s'agit du phénomène dit de "résonance au sol". Un cou- plage similaire, divergent ou auto-entretenu, peut également survenir en vol lorsque le rotor produit une forte poussée par interaction du rotor avec un mode propre de roulis de l'appareil; c'est le phénomène dit de "réso- nance air". La solution généralement adoptée pour éliminer les problèmes de résonance consiste à équiper le moyeu de dispositifs mécaniques appelés adaptateurs (effets de raideur) ou amortisseurs de traînée (effet d'amortis- sement), en même nombre que les pales. En revanche, pour résoudre ce problème de résonance dans l'aéro- nef de la présente invention, il suffit de prévoir un dispositif 26, associé à des accéléromètres (non représentés), apte à ajouter aux ordres de com- mande, dans au moins certaines des chaînes de commande, un signal constitué par de petites composantes oscillatoires à la fréquence propre de résonance du rotor (fréquence vue par un observateur fixe, toujours inférieure à la moitié de la fréquence de rotation du rotor) avec amplitude maximale de l'ordre de 1 degré d'angle de pas. Ces composantes sont proportionnelles aux accélérations mesurées, à cette même fréquence, par deux desdits accéléromètres placés en partie fixe sur la boîte de transmis- sion supportant le rotor et selon deux directions orthogonales à l'axe du rotor et orthogonales entre elles. Les composantes injectées dans les or- dres de commande sont déphasées de façon à créer une rétroaction amor- tissant les oscillations propres du rotor. Par rapport au système de commande de base décrit ci-dessus, il est nécessaire d'ajouter, pour chaque chaîne d'asservissement ainsi trai- tée, deux accéléromètres ainsi qu'un filtre déphaseur cyclique à deux en- trées et deux sorties, pouvant être réalisé de façon analogique. Si la chaîne d'asservissement utilise une technologie numérique, les fonctions de filtrage/déphasage pourront être mises en oeuvre en tout ou partie grâce à un logiciel approprié. Si l'on souhaite éliminer totalement les dispositifs amortisseurs mécaniques, la fonction antirésonance revêt un caractère critique; il convient alors d'intervenir sur chacune des chaînes d'asservissement de façon indépendante. Sans dispositif spécifique, cette fonction bénéficie de I'autosurveillance de la réalisation des ordres implantée dans le système de base (dispositif 25) ainsi que de l'inhibition automatique de la chaîne en cas de non conformité. En cas de panne d'une chaîne dans la partie élabo- rant les ordres d'antirésonance, les autres chaînes qui disposent chacune d'une autorité égale à celle qui est défaillante, suffisent à compenser cette défaillance. En variante, on peut choisir de ne mettre en oeuvre la fonction antirésonance que sur certaines chaînes de commande, sans redondance mais avec autosurveillance et inhibition automatique; des adaptateurs mécaniques simplifiés et allégés (non représentés) sont alors nécessaires pour parer aux pannes éventuelles, associés à des procédures de précau- tion pour l'atterrissage et à une limitation du domaine de manoeuvre. De plus, on sait que les tolérances de fabrication font que les pa- les, même neuves et réglées par le fabricant, ne sont jamais rigoureuse- ment identiques. Lorsque le rotor tourne, de légères différences dans la répartition de la masse et dans la forme de la surface créent des déséquili- bres, respectivement dans les forces inertielles et dans les forces aérody- namiques. Ces déséquilibres sont sources de vibration, notamment per- ceptibles à la fréquence de rotation du rotor (effet de balourd), et nécessi- tent usuellement des opérations de réglage du rotor, par ajout ou dépla- cement de masses additionnelles et braquages de petites surfaces aérody- namiques, appelées tabs. Ces opérations doivent être reprises régulière- ment par suite d'évolutions mineures des pales (impacts, usure des bords d'attaque, absorption d'humidité, etc) qui n'affectent jamais les pales de façon identique. Sur l'aéronef conforme à la présente invention, il est aisé de pré- voir un dispositif 27, associé à au moins un accéléromètre (non repré- senté) pour effectuer des aménagements mineurs permettant de compen- ser automatiquement et en permanence les déséquilibres entre pales, et d'éviter ainsi --ou au moins d'espacer-- les opérations manuelles de ré- glage, tout en assurant une détection continue de l'apparition de défauts hors norme et une surveillance de leur progression. Si le système de commandes du rotor est déjà équipé du dispositif antirésonance 26, il est possible, pour le dispositif 27, d'utiliser l'un des deux accéléromètres de ce dernier pour la fonction d'autoréglage; sinon, ledit dispositif 27 soit comprendre au moins un accéléromètre spécifique, installé selon les mêmes dispositions et orienté de préférence dans la di- * rection o la réponse de la structure fixe au balourd du rotor s'avère la plus sensible (sens longitudinal ou bien latéral). L'information fournie par cet accéléromètre est analysée et convertie en signaux de correction qui sont ajoutés aux ordres de commande d'au moins l'une des chaînes de commande. L'effet de ces signaux est de décaler légèrement la position moyenne des volets concernés. Ces signaux doivent toujours rester de faible amplitude et leur autorité doit être limitée par un processus très fiable. Le caractère non critique de la fonction d'autoréglage permet de n'équiper qu'un nombre restreint de chaînes de commande, par exemple une seule. En cas de défaillance, la fonction peut être désactivée automa- tiquement ou bien manuellement par le pilote. Le franchissement de seuils de correction prédéfinis peut être en- registré et constituer une information utile pour la maintenance de l'appa- reil en révélant ainsi l'apparition ou la progression de défauts sur une pale déterminée. On sait par ailleurs que le pilotage d'un rotor assurant la sustenta- tion d'un aéronef à voilure tournante nécessite de faire varier le pas des pales selon une loi cyclique et sinusoïdale en fonction de l'angle d'azimut décrit par chacune des pales: valeur statique moyenne, avec premier harmonique de l'angle d'azimut. Il est connu également que l'on peut ré- duire dans de très grandes proportions les vibrations créées par le rotor et perçues dans la cabine de l'aéronef en faisant varier le pas des pales selon des lois cycliques comportant certains harmoniques de cet angle. De même, on sait que l'on peut, par la mise en oeuvre des lois multicycliques analogues s'étendant au minimum jusqu'au rang 4, réduire très efficacement le bruit émis par le rotor et perçu au sol. Cette réduction de bruit est particulièrement efficace et appréciable dans les conditions de vol notoirement bruyantes qui sont réunies lorsque l'hélicoptère approche de son aire d'atterrissage, en suivant une certaine pente de descente voi- sine de 6 degrés et à vitesse modérée (cas o les pales viennent interagir aérodynamiquement avec les tourbillons qu'elles ont elles-mêmes émis). On comprendra aisément que, dans l'aéronef conforme à la pré- sente invention, on peut prévoir un dispositif 28 apte à commander les volets 6.j des pales 5.i pour permettre de faire varier rapidement et direc- tement la portance aérodynamique, avec un effet localisé mais néanmoinsimportant et avec un faible retard. En effet, la réponse de la pale dans son mouvement de rotation en pas diminue rapidement au-delà du premier harmonique et ceci dès le second harmonique. Pour les harmoniques supé- rieurs, la réponse directe de la portance au braquage des volets joue donc un rôle dominant, mais sans que cela nécessite l'énergie très importante qui serait requise pour faire pivoter la pale complète. Pour la mise en oeuvre de lois multicycliques, le dispositif 28 doit élaborer des ordres de braquage communs à tout le rotor, dérivés de la loi multicyclique de braquage et ajoutés aux ordres de commande en pas d'au moins certains volets 6.j. i15 Pour la réduction des vibrations, le dispositif 28 associé à des ac- céléromètres (non représentés) calcule lesdits ordres de braquage en mi- nimisant certains critères calculés par pondération de mesures de vibration effectuées par lesdits accéléromètres répartis en plusieurs points de la ca- bine et selon plusieurs directions. Plusieurs algorithmes de minimisation, de type auto adaptatif, peuvent être utilisés. En ce qui concerne la réduction du bruit, le dispositif 28 élabore des commandes multicycliques à partir de lois préétablies qui varient en fonction des paramètres généraux du vol, à savoir: la masse réduite, la vitesse anémométrique, la commande de braquage général des volets et la puissance des moteurs. Lorsque les fonctions antibruit et antivibratoire sont mises en oeu- vre simultanément, les commandes multicycliques sont obtenues en réali- sant la somme des commandes élaborées pour chaque fonction considérée séparément. Les commandes multicycliques étant établies et introduites dans au moins certaines chaînes de commande, le démultiplexeur Mj de la chaîne considérée élabore les ordres individuels pour chacune des pales. La fonction antivibratoire du dispositif 28 ne nécessite que des amplitudes de braquage limitées, de l'ordre de 2 degrés. En cas de mauvais fonctionnement, elle affecte le confort, mais ne met pas l'appareil en péril. Cette fonction peut donc n'affecter que certaines chaînes de com- mande et non la totalité. En cas de défaillance, la fonction peut être dé- sactivée automatiquement ou manuellement par le pilote. La fonction antibruit du dispositif 28 nécessite, pour être totale- ment efficace, des amplitudes de braquage assez importantes, de l'ordre de 5 à 10 degrés. Son mauvais fonctionnement éventuel affecte la sécu- rité du vol, avec un risque d'endommagement rapide des ensembles mé- caniques. Afin de parer à une telle défaillance qui pourrait être causée par I'un des éléments spécifiques à une seule pale, la fonction d'autosurveil- lance du dispositif 25, qui vérifie en permanence la conformité de la réali- sation des braquages des volets pour le pilotage primaire, sera étendue afin d'assurer également la surveillance de la conformité de réalisation des commandes multicycliques. En cas de non conformité de la réalisation, cette seule fonction antibruit sera automatiquement inhibée. La fonction antibruit n'étant pas indispensable à la poursuite du vol, un nombre res- treint de chaînes de commande peuvent en être équipées, par exemple une seule. REVENDICATIONS 1. Aéronef (1) comportant - un fuselage (2); - des organes de pilotage (11 à 14) à la disposition d'un pilote, disposés dans ledit fuselage (2) et aptes à engendrer des consignes de pilotage; - au moins un rotor (3) tournant par rapport audit fuselage (2) et assurant les fonctions de sustentation dudit aéronef et de déplacement de celui- ci selon des axes de roulis et de tangage ainsi qu'en translation verti- cale et horizontale, ledit rotor comprenant au moins deux pales (5.i) dont le pas peut être commandé pour permettre audit rotor d'assurer lesdites fonctions; - des volets orientables (6.j) portés par lesdites pales pour commander le pas de celles-ci; - des actionneurs électriques (7A, 7B) portés par lesdites pales pour ac- i15 tionner lesdits volets orientables en vue de la commande du pas des- dites pales; - un dispositif de commande de vol (17) disposé dans ledit fuselage et engendrant, à partir desdites consignes de pilotage et de signaux repré- sentatifs de paramètres de vol, des ordres pour la commande desdits actionneurs électriques; et - une interface stationnaire-rotatif (21) entre ledit fuselage et ledit rotor permettant de transmettre lesdits ordres de commande auxdits action- neurs électriques, caractérisé en ce que - chacune desdites pales (5.i) comporte une pluralité de volets (6.i) ali- gnés le long de l'envergure de ladite pale; - à chacun des volets des pales est associé un dispositif d'actionnement électrique (7) comprenant au moins un tel actionneur électrique (7A, 7B); - ledit dispositif de commande de vol (17) engendre une pluralité d'ordres de commande pour la pluralité desdits dispositifs d'actionnement élec- triques (7); et - une pluralité de liaisons (19, 22) sont prévues entre ledit dispositif de commande de vol (17) et chacun desdits dispositifs d'actionnement électriques (7) pour adresser à chacun de ces dispositifs électriques (7), à travers ladite interface (21), I'un desdits ordres de commande. 2. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit dispositif de commande de vol (17) engendre un ordre de commande pour chacun desdits dispositifs d'actionnement électriques (7). 3. Aéronef selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que chaque pale comporte autant de volets, agencés de manière identique, que n'importe laquelle des autres pales. 4. Aéronef selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite interface (21) comporte autant de voies de transmission distinctes (D1, D2,..., Dj,... Dp) qu'il y a de volets (6.1, 6.2,... 6.p) sur une pale (5. i) et en ce que chacune desdites voies de transmission (Dl1, D2,..., Dj,.. . Dp) véhicule les ordres de commande pour tous les dispositifs d'actionnement électriques (7) des volets (6.j) de même rang sur lesdites pales. 5. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que différentes chaînes de commande formées par lesdi- tes liaisons entre le dispositif de commande de vol et lesdits dispositifs d'actionnement électriques et par lesdites voies de transmission (D1, D2, Dj,... Dp) sont réalisées selon des technologies différentes. 6. Aéronef selon la revendication 5, caractérisé en ce que les chaînes de commande associées aux volets pro- ches des extrémités libres desdites pales sont réalisées selon la technolo- gie considérée comme la plus fiable. 7. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que chaque dispositif d'actionnement électrique (7) est logé dans la pale (5.i) correspondante, à proximité immédiate du volet au- quel il est associé. 8. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que chaque dispositif d'actionnement électrique (7) comporte au moins deux actionneurs (7A, 7B) montés en parallèle. 9. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que lesdits volets (6.j) sont agencés dans le bord de fuite desdites pales (5.i). 10. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif d'autosurveillance (25) véri- fiant en permanence la conformité du braquage d'au moins certains des- dits volets (6.j) vis-à-vis desdits ordres de commande adressés à ces der- niers. 1. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (26) qui, à partir d'informa- tions accélérométriques, engendre des signaux qu'il ajoute auxdits ordres de commande adressés à au moins certains desdits volets (6.j) pour com- battre, à l'aide de ceux-ci, le phénomène de résonance au sol et de réso- nance air. 12. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 1 1, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (27) qui, à partir d'informa- tions accélérométriques, engendre des signaux qu'il ajoute auxdits ordres de commande adressés à au moins certains desdits volets (6.j) pour assu- rer, à l'aide de ceux-ci, I'autoréglage de ladite voilure tournante. 1 3. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 12, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (28) qui, à partir d'informa- tions accélérométriques, engendre des signaux qu'il ajoute auxdits ordres de commande adressés à au moins certains desdits volets (6.j) pour mini- miser automatiquement, à l'aide de ceux-ci, les vibrations engendrées par ledit rotor (3). 1 4. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 1 3, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (28) qui engendre des si- gnaux calculés en fonction de conditions de vol qu'il ajoute auxdits ordres de commande adressés à au moins certains desdits volets (6.j) pour com- battre, à l'aide de ceux-ci, le bruit engendré par ledit rotor (3).