Brevet FR2880866A1 — publié le 20060721

DISPOSITIF D'ORIENTATION DE LA TETE DE ROTOR POUR HELICOPTERE La présente invention concerne tout d'abord la réalisation des moyens d'orientation de la tête de rotor d'un hélicoptère à pilotage pendulaire. Dans un tel hélicoptère, la tête de rotor comporte généralement deux rotors contrarotatifs et est fixée au fuselage au moyen d'une rotule qui lui permet d'être orientée en roulis et tangage, par rapport audit fuselage, par une commande de pilotage, à l'aide de vérins par exemple. Cette invention s'applique également aux hélicoptères classiques dont les mouvements du plan du rotor, sont commandés par des variations cycliques du pas des pales. Elle s'applique aussi à tout aéronef à décollage vertical, munis de rotors dont ou pourrait faire varier l'orientation par rapport à la structure. Le brevet américain n 5 791 592 décrit un hélicoptère à pilotage pendulaire dont l'orientation de la tête de rotor est commandée par deux vérins hydrauliques. Le brevet français n 2 801 034 décrit un hélicoptère à pilotage pendulaire dont la tête de rotor est également commandée par deux vérins mais qui est caractérisé par un débattement de ladite tête de rotor supérieur à 10 et par ses moyens de commande automatique de l'orientation de ladite tête. Le dispositif de commande d'orientation de la tête de rotor selon l'invention apporte un avantage décisif car, non seulement il assure une redondance de très haut niveau de la dite commande, mais il garantit une très grande réactivité de la machine et permet de mesurer les rafales de vent. Cette dernière caractéristique est particulièrement avantageuse pour faciliter des man uvres de décollage et d'appontage sur un bateau. L'invention consiste à utiliser au moins trois vérins et de préférence six pour réaliser la commande d'orientation de la tête de rotor, à utiliser une mesure de la force exercée par les vérins pour calculer le vent horizontal et à introduire dans le calcul de la commande des vérins une combinaison des - 2 vitesses angulaires du fuselage et de la tête de rotor pour augmenter la réactivité de l'hélicoptère. L'invention s'applique à tout aéronef pour lesquels on modifie 5 la direction d'action d'hélices ou de rotors par rapport au fuselage L'invention s'applique aussi bien à des aéronefs non pilotés qu'à des aéronefs pilotés, à moteurs thermiques ou électriques. 10 L'invention concerne donc un dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire du type comportant: - un fuselage, -une tête de rotor, mobile par rapport au fuselage par l'intermédiaire d'une articulation et équipée de deux rotors contrarotatifs tournant autour d'un même axe, reliée au fuselage par une liaison mobile, - des moyens d'orientation de ladite tête de rotor par rapport 20 au fuselage, caractérisé en ce que les moyens d'orientation comprennent au moins trois vérins. Des modes de réalisation de l'invention seront décrits ci-après, à titre d'exemples non limitatifs, avec référence aux dessins annexés dans lesquels: La figure 1 est une vue en perspective écorchée d'un hélicoptère à pilotage pendulaire selon l'art antérieur, La figure 2 est une vue en perspective d'une première réalisation du dispositif selon l'invention, La figure 3 est une vue agrandie de la tête de rotor de la figure 2, La figure 4 est un bloc diagramme de la commande des 35 vérins du dispositif de la figure 2, La figure 5 est une représentation schématique des angles de rotation de la tête rotor par rapport au fuselage, La figure 6 est une variante du bloc diagramme de la commande des vérins du dispositif de la figure 2, La figure 7 est une vue en perspective d'une réalisation préférée du dispositif selon l'invention, La figure 8 est une vue agrandie de la tête de rotor du dispositif de la figure 6, et La figure 9 est un schéma de la commande des vérins du dispositif de la figure 7. La figure 1 montre un exemple de réalisation non pilotée d'un hélicoptère à pilotage pendulaire selon l'art antérieur. Il comporte: -un fuselage 1, - une tête de rotor 2, reliée au fuselage 1 par une rotule 3, 15 - deux vérins, respectivement 4 et 5, reliant le fuselage 1 à la tête de rotor 2, de façon à commander l'orientation de ladite tête de rotor, en tangage et en roulis, par rapport audit fuselage 1, - au moins une et de préférence deux dérives orientables 6 et 7. Le fuselage, monté sur un train d'atterrissage 8, comprend: - un ensemble de motorisation 9, - des moyens de transmission 10, vers la tête de rotor 2, de l'énergie issue de l'ensemble de motorisation 9, - des moyens de commande des vérins 11. Ainsi que le montrent les figures 2 et 3, la constitution générale d'un hélicoptère équipé du dispositif selon l'invention est analogue à celle de l'hélicoptère selon l'art antérieur. Cet hélicoptère comprend: - un fuselage 1 ayant un trièdre de référence dont un premier axe 29 est l'axe de roulis de la machine, un second axe 30 est l'axe de tangage et un troisième axe 31 est l'axe de lacet, - une tête rotor 12, ayant un axe 28, équipée de deux rotors 13 et 14 contrarotatifs et d'un plateau de commande - 4 d'orientation 15, de préférence circulaire et perpendiculaire à l'axe 28 de la tête rotor, une articulation, de type cardan, non visible sur la figure, entre ledit fuselage 1 et ladite tête rotor 12 et ayant un centre ou point d'articulation 16 de préférence situé dans le plan du plateau de commande d'orientation 15, au moins trois vérins 17, 18 et 19, de préférence électriques, mais qui peuvent être hydrauliques ou pneumatiques, fixés sur le fuselage par exemple par l'intermédiaire d'un plateau 20 et agissant, à l'aide de au moins trois tiges de commande 21, 22 et 23, articulées sur au moins trois points d'application des forces 24, 25 et 27 situés sur le pourtour du plateau de commande d'orientation 15, lesdits points d'application des forces formant un polygone de préférence régulier sensiblement perpendiculaire à l'axe 28 de ladite tête de rotor, le point d'articulation 16 étant sensiblement au barycentre dudit polygone. des moyens de génération des ordres à commander aux vérins, des moyens de mesure des forces extérieures s'exerçant sur la tête rotor 12. Dans le cas de trois vérins, Les trois points d'application des forces 24, 25 et 27 des tiges de commande 21, 22 et 23 des vérins sont situés sensiblement à 120 les uns des autres sur le pourtour du plateau d'orientation 15 de la tête rotor 12. Les vérins sont positionnés sur le plateau 20 et donc sur le fuselage de telle sorte que leurs tiges de commande 21, 22 et 23 soient sensiblement parallèles à l'axe 28 de la tête de rotor lorsque celui-ci est dans une position moyenne, c'est à dire lorsque ledit axe 28 est sensiblement perpendiculaire aux axes de roulis 29 et de tangage 30 de l'hélicoptère. L'un des vérins 17 est de préférence placé dans le plan de symétrie du fuselage et agit donc directement sur la commande en tangage de la tête rotor. Les deux autres vérins 18 et 19 agissent principalement sur le roulis mais également sur le tangage. - 5 Les vérins 17, 18 et 19 peuvent indifféremment être linéaires ou rotatifs. Ils sont de préférence équipés chacun d'un capteur de position, respectivement 32, 33 et 34, qui fournissent des informations a, b et c à partir desquelles on peut déduire des valeurs de trois angles A, B et C que fait le plateau d'orientation par rapport au fuselage, au droit des trois points d'accrochage 24, 25 et 27 des tiges de commande 21, 22 et 23. Dans le cas de vérins linéaires, les angles A, B et C sont sensiblement égaux à : A = Arcsinus(a/R), B = Arcsinus(b/R), C = Arcsinus(c/R), où R est la distance séparant chaque point d'accrochage du centre du plateau d'orientation et ou a, b et c sont les déplacements 15 linéaires des vérins. Dans le cas de vérins rotatifs, tels que représentés sur les figures 2 et suivantes, ceux-ci sont munis de levier 35, 36 et 37, de longueur r à l'extrémité desquels sont accrochées les tiges de commande 21, 22 et 23. Les angles A, B et C sont sensiblement égaux à : A = Aresinus(r/R.sin(a)), B = Aresinus(r/R.sin(b)), C = Aresinus(r/R.sin(c)), Ainsi que le montre la figure 4, les moyens de commande 25 comprennent: un générateur 38 de deux angles ac et (3c à commander à la tête de rotor, un générateur 39 de deux angles de tangage 0 et de roulis cl) du fuselage, un générateur 40 des vitesses angulaires 0' et 4' en tangage et roulis du fuselage, un calculateur 41 de commande des vérins une électronique d'asservissement 42, 43 et 44 pour chaque vérin, de préférence munie d'un dispositif de mesure du courant, respectivement 45, 46 et 47, consommé par ledit vérin, et qui fournit la puissance nécessaire pour assurer l'asservissement du vérin à un des trois angles A, B ou C, les trois vérins 17, 18 et 19. - 6 Ainsi commandée, la tête de rotor prend les orientations a et 0 par rapport à un trièdre de référence 48 ayant deux axes 49 et 50 horizontaux et un axe 51 vertical. Ce trièdre est tel que l'axe de roulis 29 de la machine est contenu dans le plan formé par ses axes 49 et 51. Ces orientations a et 0 déterminent l'orientation de la portance des rotors et permettent d'assurer le pilotage, le guidage et la navigation de l'hélicoptère, Les deux angles de tangage e et de roulis 4) du fuselage sont déterminés par rapport au trièdre de référence 48. Le générateur d'angle 0 et 4) 39 et le générateur de vitesses angulaire 0' et 4)' 40 peut être constitué par une centrale d'attitude ou de préférence par une centrale de navigation inertielle. Le calculateur 41 de commande des vérins 17, 18 et 19 élabore deux angles Sac et Sac à commander à la tête par rapport au 20 fuselage par: Sac = ac - 0 + f (0', Sa' ) 5ac=0c 4) +f(4)', Sa') où f (0' , Sa') et f(4) ', Sa') sont des termes destinés à diminuer les temps de réponse de la machine. Il élabore ensuite trois angles Ac, Bc et Dc à commander, au travers des électroniques d'asservissement 42, 43, 44, et des vérins 17, 18 et 19, au plateau de commande d'orientation 15: Ac = Sac Bc = 2/113. Sac - Sac/2 Cc= - 2//3.8ac-Sac/2 La figure 5 présente les relations entre les angles A, B et C et les angles Sa et Sa qui sont identiques à celles existant entre les angles commandés Ac, Bc et Cc et les angles commandés Sac et Sac. Sur cette figure, une ellipse 52 représente le plan des axes de roulis 29 et tangage 30 de la machine, une ellipse 53 représente le plan perpendiculaire à l'axe 28 de la tête de rotor. L'angle 8a est l'angle que font les deux ellipses dans le plan des axes de roulis 29 et lacet 31 de la machine. L'angle 8p est l'angle que font les deux ellipses dans le plan des axes de tangage 30 et de lacet 31 de la machine. L'angle A mesuré par le capteur 32 du vérin 17 est sensiblement égal à Sa. Les angles B et C sont les angles formés par les deux ellipses dans des plans contenant l'axe de lacet 31 de la machine et faisant respectivement 120 et 240 avec l'axe de roulis 29. Les angles ainsi décrits, leurs relations mathématiques se déduisent aisément. Pour éviter que les vérins ne travaillent les uns contre les autres, les angles commandés doivent être corrigés des éventuelles erreurs de nonlinéarités induites par le mécanisme liant chaque vérin et le plateau d'orientation de la tête. Du fait que la position du centre 16 du plateau d'orientation 15 de la tête rotor 12 est fixe par rapport au fuselage 1 et au plateau 20, il est évident que son orientation est parfaitement déterminée par seulement deux des trois commandes Ac, Bc, et Cc. Un vérin 17, 18 ou 19 peut donc être en panne sans qu'il y ait perte du contrôle de la machine. Tel qu'il est ainsi réalisé, ce dispositif permet donc de palier la plupart des défaillances électriques dans lesquelles un vérin n'agit plus. Les dispositifs de mesure des courants des vérins 45, 46 et 47 fournissent les informations nécessaires pour identifier ce type de défaillance. L'examen des angles A, B et C effectivement obtenus et mesurés par les capteurs 32, 33 et 34 des vérins 17, 18 et 19, permet de vérifier qu'il n'y a pas d'autres défaillances. En effet, l'inclinaison en tangage 6a et en roulis 50 de la tête rotor 12 par rapport au fuselage 1 peut être calculée comme 35 suit: 8a=Aou&a= B + C, = 'b/4. (B - C), 5p = I3/2. (B + A/2) ou 50 = - . N/3/2. (C + A/2) - 8 La comparaison entre les angles S commandés et les angles S ainsi calculés permet de dire si un vérin ne fonctionne pas correctement. Une défaillance d'un capteur de position de l'un des vérins ou d'une liaison mécanique entre l'un de ces vérins et le plateau d'orientation de la tête rotor, rend les valeurs de S calculées incohérentes. Un traitement des informations disponibles au niveau du calculateur de commande des vérins permet d'identifier une bonne partie des défaillances et de décider de la suite de la mission. Les moyens de mesure des forces extérieures s'exerçant sur la tête rotor 12 sont, par exemple, réalisés à l'aide de capteurs de forces ou de couples. Ils permettent de détecter les rafales de vent auxquelles est soumis l'hélicoptère. En effet, en vol stabilisé, stationnaire ou non, les orientations de la tête 12 et du fuselage 1 sont telles que la portance des rotors équilibre l'ensemble des forces agissant sur la machine. Lorsque survient une rafale de vent, les traînées de la tête rotor 12 et du fuselage 1 sont modifiées et, du fait de la relativement faible inertie de la tête rotor 12 par rapport à celle du fuselage 1, celle-ci tend à se déplacer plus vite que ledit fuselage. Il apparaît alors un couple autour du point d'articulation 16 qui tend à faire tourner la tête. Une méthode préférée de l'invention consiste à utiliser comme capteur de forces les dispositifs de mesure de courant 45, 46 et 47 dans les vérins 17, 18 et 19. Ceux-ci fournissent en effet trois informations qui sont les images des couples développés par chaque vérin et donc des efforts qu'ils ont à fournir pour maintenir la tête rotor 12 à la position commandée et vaincre ainsi les forces qui tendent à la déplacer. Les capteurs 32, 33 et 34 détectent la rotation et les électroniques d'asservissement 42, 43 et 44, pour maintenir la tête à sa position, modifient les courants de commande des vérins de façon à contrer le couple de rotation. Les courants mesurés par les dispositifs de mesure 45, 46 et 47 contiennent - 9 alors les paramètres de la rafale de vent. Un traitement des mesures de courant est ensuite fait dans le calculateur 41 pour sortir lesdits paramètres de la rafale. Le schéma de la figure 6 est une variante préférée de celui de la figure 4 où l'asservissement en position de la tête rotor 12 n'est plus assuré par un asservissement de chaque vérin au travers d'une électronique d'asservissement 42, 43 et 44 spécifique auxdits vérins mais par le calculateur 41 de commande des vérins lui-même. Les électroniques d'asservissement 42, 43 et 44 sont remplacées par des amplificateurs de puissance 53, 54 et 55 également munis des dispositifs de mesure de courant 45; 46 et 47. Ainsi, les vérins ne sont plus commandés indépendamment les uns des autres par l'écart entre les angles commandés, Ac, Bc et Cc et les angles mesurés A, B et C mais par seulement deux écarts indépendants Sac - Sa et Spc - Sp entre les angles que doivent faire la tête 12 par rapport au fuselage 1 et ceux qu'ils font réellement. Le calculateur de commande 41 des vérins élabore trois tensions de commande des moteurs de vérins comme suit: VA = G. ( Sac - Sa) VB = G. (K1. (Spc - 8p) - K2. (Sac - Sa) ) VC = - G.(Kl.(Spc - Sp) + K2.(Sac - Sa) ) où G est une fonction de transfert d'asservissement éventuellement assortie d'un correcteur de fréquence et où les coefficients K1 et K2 sont de préférence pris respectivement égaux à X3/2 et 0,5 de sorte que, compte tenu des effets de bras de levier dus aux angles de 120 et 240 de la position des vérins 18 et 19, les couples exercés par les moteurs, sur chacun des axes de roulis et de tangage, soient égaux à 1,5 fois le couple exercé par un moteur seul. Cette solution a l'avantage d'éviter les corrections de non-35 linéarité nécessaires dans le cas précédent sans risquer de faire travailler les moteurs les uns contre les autres. - 10 - Le dispositif décrit ci-dessus peut être réalisé avec 4 ou 5 vérins en appliquant les mêmes principes. Dans le cas de 5 vérins, il devient possible d'identifier à coup sûr, au moins une et théoriquement deux défaillances d'un des capteurs de vérin ou d'une des liaisons mécaniques entre un vérin et le plateau d'orientation de la tête rotor. La solution préférée de l'invention consiste, figure 7 et 8, à utiliser 6 vérins 17, 18, 19, 56, 57 et 58, qui transmettent leurs efforts, au travers des tiges de commande 21, 22, 23, 62, 63 et 64 et dont les points d'application des forces 24, 25, 27, 65, 66 et 67 sont également répartis autour du plateau d'orientation 15 de la tête de rotor 12, sensiblement tous les 60 , formant ainsi un héxagone de préférence régulier. Les six vérins sont également équipés chacun d'un capteur de position, respectivement 32, 33, 34, 59, 60 et 61, qui fournissent six informations ai, bi, ci, a2, b2, c2 dont on déduit, comme précédemment selon qu'il s'agit de vérins linéaires ou rotatifs, six valeurs d'angles Al, Bi, Cl, A2, B2, C2 d'orientation du plateau de commande de la tête au point d'accrochage des six tiges de commandes. Dans le cas d'une commande non représentée du type de celle du bloc diagramme de la figure 4, les angles à commander à chaque 25 vérin sont: Alc = Sac A2c = - Sac Bc = 2/'I3.8pc - Sac/2 B2c = - (2/f3.Spc -Sac/2) Cc = - 2/'I3. Spc - Sac/2 C2c = 2/'I3. Spc + Sac/2) Dans le cas de la solution préférée décrite pour la figure 6 et représentée sur la figure 9, le calculateur 41 de commande des vérins élabore six tensions de commande comme suit: VAl = G. ( Sac - Sa) VB1 = G. (l3/2. ( Spc - Sp) -0, 5. ( Sac - Sa) ) vol = - G. ('J3/2. ( Spc - Sp) + 0, 5. ( Sac - Sa) ) VA2 = - G. ( Sac - Sa) VB2=-G.(.V3/2.(Spc-Sp) - 0,5.(Sac-Sa)) - 11 - VC2 = G. ('I3/2.(SRc - Sp) + 0,5.(Sac - Sa,)) Ces tensions sont envoyées aux moteurs des vérins 17, 18, 19, 56, 57 et 58 par six amplificateurs de puissance 53, 54, 55, 62, 63 et 64 munis de préférence de six dispositifs de mesure de courant 45, 46, 47, 65, 66 et 67. Les valeurs d'angle Al, B1, Cl, A2, B2, C2, déduites des informations fournies par les capteurs des vérins sont dépendantes les unes des autres et peuvent être combinées de nombreuses façons pour déterminer d'éventuelles défaillances d'un ou plusieurs de ces capteurs ou encore d'éventuelles défaillances des liaisons mécaniques entre les vérins et la tête rotor. On peut en effet écrire: Sa = Al = - A2 = B1 + Cl = - (B2 + C2) = B1 - C2 = Cl - B2, et Sp = I3/4.(B1 - Cl) = - 'V3/4.(B2 - C2) = '13/4.(B1 + C2) = - '13/4.(C1 - B2) = I3/2.(B1 + A1/2) = .i3/2.(B1 - A2/2) = - I3/2. (Cl A1/2) = - I3/2.(Cl + A2/2) = - ''3/2. (B2 - A1/2) = - 'NI3/2. (B2 + A2/2) = I3/2.(C2 + A1/2) = I3/2.(C2 - A2/2) Un traitement de ces équations, parmi tous ceux connus de l'homme de l'art, permet d'identifier à coup sur au moins deux défaillances et théoriquement trois de capteurs ou de liaisons mécaniques. Un traitement des mêmes équations et des valeurs des courants dans les vérins permet d'identifier au moins deux et théoriquement trois de l'ensemble des défaillances électriques ou mécaniques du dispositif d'orientation de la tête rotor selon l'invention et de fournir les paramètres des éventuelles rafales de vent. - 12 - REVENDICATIONS 1. Dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire du type comportant: 5 - un fuselage (1), - une tête de rotor (12), mobile par rapport au fuselage par l'intermédiaire d'une articulation (16), et équipée de deux rotors contrarotatifs (13, 14) tournant autour d'un même axe (28), reliée au fuselage (1) par une liaison mobile, - des moyens d'orientation de ladite tête de rotor (12) par rapport au fuselage (1) caractérisé en ce que les moyens d'orientation comprennent au moins trois vérins (17, 18 et 19). 2. Dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon la revendication 1, caractérisé en ce que les points d'application des forces (24, 25, 27) des vérins (17, 18 et 19) forment un polygone de préférence régulier sensiblement perpendiculaire à l'axe (28) de la tête de rotor (12). 3. Dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon la revendication 2, caractérisé en ce que le centre (16) de rotation de 25 l'articulation de la tête de rotor (12) par rapport au fuselage (1) se trouve sensiblement au barycentre des points d'application des forces (24, 25, 27) des vérins (17, 18 et 19). 4. Dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend six (17, 18, 19, 56, 57, 58) vérins dont les points d'application des forces (24, 25, 27, 35 65, 66, 67) forment un hexagone de préférence régulier - 13 - 5. Dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque vérin (17, 18, 19, 56, 57, 58) est muni d'un capteur de position (32, 33, 34, 59, 60 et 61) fournissant une information sur l'angle d'inclinaison de l'axe (28) de la tête rotor. 6. Dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte des capteurs de forces capables de mesurer les couples extérieurs appliqués à la tête rotor (12) notamment par les rafales de vent. 7. Dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les capteurs de force sont constitué par 20 des dispositifs (45, 46, 47, 65, 66 et 67) de mesure du courant consommé par chaque vérin (17, 18, 19, 56, 57, 58). 8. Dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l'une des 25 revendications précédentes, caractérisé en ce que l'asservissement de la tête de rotor (12) est réalisé à l'aide de deux signaux d'écarts indépendants Sac - Sa et Spc Sp représentant l'écart de position de la tête par rapport à la position commandée, les angles Sa et Spo étant respectivement les angles entre ladite tête de rotor (12) et le fuselage (1) autour des axes respectivement de tangage (30) et de roulis (29), Sac et Spc étant les angles commandés correspondant, les commandes envoyées à chacun des vérins étant de la forme VA=G.(Sac-Sa) VB = G. (Kl. ( Soc - Sp) - K2. ( Sac - Sr) ) VC = - G.(Kl.(Spc - Sp) + K2.(Sac - Sa)) - 14 - où G est une fonction de transfert d'asservissement éventuellement assortie d'un correcteur en fréquence et où les coefficients K1 et K2 sont de préférence pris respectivement égaux à X3/2 et 0,5 9. Dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l'une des revendications 1 à 3 et 5 à 8, caractérisé en ce qu'il détecte une éventuelle défaillance d'un vérin (17, 18, 19) en comparant les valeurs des angles Sa et Spo d'inclinaison de la tête rotor calculées en combinant les mesures A, B et C des capteurs (32, 33, 34) desdits trois vérins comme suit: Sa = A ou Sa = B + C, Sp = X3/4. (B - C), Sp = /3/2. (B + A/2) ou Sp = - \13/2. (C + A/2) 10. Dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l'une des revendications 6 à 8 précédentes, caractérisé en ce qu'il détecte une éventuelle défaillance d'un six vérins (17, 18, 19, 56, 57, 58) en comparant les valeurs des angles osa et Sa d'inclinaison de la tête rotor calculées en combinant les mesures Ai, B1, Cl, A2, B2 et C2 des capteurs (32, 33, 34, 59, 60 et 61) desdits six vérins comme suit: Sa = Al = - A2 = Bi + Cl = -(B2 + C2) = B1 - C2 = Cl - B2, et Sp = X3/4.(B1 - Cl) = - I3/4.(B2 - C2) = '13/4.(Bl + C2) = - I3/4.(Cl - B2) = t3/2.(B1 + A1/2) = I3/2.(B1 - A2/2) = - 'l3/2.(Cl - Al/2) = - 1.13/2.(Cl + A2/2) = - I3/2. (B2 - A1/2) = - I3/2.(B2 + A2/2) = I3/2.(C2 + Ai/2) = I3/2.(C2 - A2/2) 11. Dispositif d'orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l'une des revendications précédentes, - 15 - caractérisé en ce qu'un calculateur 41 utilise une combinaison des angles de tangage 0 et roulis 4) du fuselage (1), des vitesses angulaires dudit fuselage 0' et tj)' et des vitesses angulaires Sa' et Sp' de la tête rotor (12) par rapport audit fuselage, pour élaborer deux ordres Sa' c et Sp' c de commande d'orientation de ladite tête rotor (12)