Brevet FR2958050A1 — publié le 20110930

Procédé et système de gestion de la variation d'énergie d'un aéronef La présente invention concerne un procédé et un système de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef muni d'au moins un système de propulsion, apte à générer une force de poussée sur ledit aéronef comprise dans une plage de poussée. Dans les aéronefs selon l'état de la technique, le pilote gère l'énergie de l'aéronef en agissant sur plusieurs commandes, et notamment sur la manette des gaz et la commande des aérofreins. La manette des gaz permet au pilote de commander le régime du ou des moteurs. En réponse à une telle commande, la poussée délivrée par le ou les moteurs varie, pendant une période transitoire, jusqu'à atteindre une valeur stabilisée, qui dépend notamment du point de vol de l'aéronef. De manière indépendante, le pilote peut modifier la traînée subie par l'aéronef en modifiant notamment la configuration des aérofreins. La réponse de l'aéronef à ces commandes est généralement représentée dans le 15 poste de pilotage ou cockpit au moyen de plusieurs dispositifs de visualisation d'informations. Notamment, le régime des moteurs peut être visualisé au moyen d'indications en pourcentage du régime moteur maximal dans l'autorité du système, relatives à la fois au régime courant des moteurs, et au régime commandé par le pilote. 20 Cette seule visualisation ne permet pas au pilote de déterminer l'énergie de l'aéronef et notamment sa variation. Les aéronefs sont donc généralement munis d'autres dispositifs de visualisation dédiés notamment au pilotage de l'aéronef. Ces dispositifs peuvent être de type tête basse, c'est-à-dire disposés sur le tableau de bord de l'aéronef, et/ou tête haute. 25 L'affichage tête haute permet préférentiellement de superposer des informations d'aide au pilotage sur l'environnement extérieur vu à travers la verrière de l'aéronef. Les indications principales affichées sont une ligne d'horizon artificiel, superposée à la ligne d'horizon réelle, un symbole maquette de l'aéronef, un symbole vecteur vitesse de l'aéronef, dont la position par rapport à la ligne d'horizon indique la pente de l'aéronef, et 30 un symbole en forme de chevron indiquant le taux d'accélération de l'aéronef. Ainsi, lorsque l'aéronef accélère, le chevron est au-dessus du symbole vecteur vitesse de l'aéronef, et lorsqu'il décélère, le chevron est au-dessous du symbole vecteur vitesse de l'aéronef. L'affichage tête basse permet de superposer ces mêmes informations d'aide au 35 pilotage sur une représentation virtuelle du monde extérieur ou sur une représentation simplifiée du monde sous la forme d'un fond uniforme marron pour la terre et d'un fond uniforme bleu pour le ciel. Ces représentations permettent au pilote d'estimer la pente de l'aéronef et son taux d'accélération, en réponse à une commande de régime moteur. Cependant, lorsque le pilote agit sur la manette des gaz et/ou les aérofreins, il ne peut visualiser le résultat de sa commande en termes d'accélération et de pente qu'une fois le régime moteur stabilisé. Ainsi, le pilote doit généralement procéder à des modifications de la commande du régime moteur pour atteindre l'accélération et la pente désirées. De plus, le pilote doit lui-même interpréter les indications en pourcentage du régime moteur pour en déduire le domaine de variation possible en terme d'accélération et de pente, par rapport à son point de vol courant. Ce procédé de commande et ce type d'affichage imposent une forte charge de travail au pilote, et peuvent être sources d'erreurs, en raison notamment du nombre d'informations qui doivent être analysées par le pilote et de leur difficulté d'interprétation en terme d'énergie. L'invention a donc pour but de remédier à ces inconvénients, et de proposer un procédé et un système de pilotage permettant au pilote de commander directement la variation d'énergie de l'aéronef. A cet effet l'invention a pour objet un procédé du type précité, caractérisé en ce que ladite variation d'énergie est exprimée par une grandeur représentative de cette variation d'énergie et homogène à une pente de l'aéronef, et en ce qu'il comporte les étapes suivantes : - détermination de la variation d'énergie courante dudit aéronef ; - commande d'une variation d'énergie de l'aéronef ; - détermination, en fonction de ladite variation d'énergie commandée d'une force de poussée nécessaire qui doit être générée par ledit système de propulsion pour que la variation d'énergie de l'aéronef puisse tendre vers ladite variation d'énergie commandée ; - élaboration et application d'un ordre de commande audit système de propulsion pour qu'il délivre ladite force de poussée nécessaire : Selon d'autres aspects, le procédé de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : - le procédé comporte en outre une étape de détermination d'une plage de variation d'énergie qui peut être atteinte par l'aéronef par modification au moins de ladite force de poussée générée par le système de propulsion ; - le procédé comporte en outre une étape d'affichage de ladite variation d'énergie courante, de ladite plage de variation d'énergie qui peut être atteinte par l'aéronef et de ladite variation d'énergie commandée ; - l'aéronef comporte au moins un système de freinage apte à exercer une force de traînée sur ledit aéronef, et en le procédé comporte en outre une étape de détermination d'une force de traînée nécessaire qui doit être exercée par ledit système de freinage pour que la variation d'énergie de l'aéronef puisse tendre vers ladite variation d'énergie commandée, et une étape d'élaboration et d'application d'un ordre de commande audit système de freinage pour qu'il génère ladite force de traînée nécessaire ; - l'étape de commande d'une variation d'énergie de l'aéronef comprend une étape d'actionnement d'un organe de commande à retour élastique, et une étape de détermination de ladite variation d'énergie commandée en fonction dudit actionnement ; - l'étape de détermination de ladite variation d'énergie commandée en fonction dudit actionnement comprend les étapes suivantes : - détermination d'une vitesse de variation relative de ladite variation d'énergie commandée, en fonction dudit actionnement ; - détermination d'une proportion de variation d'énergie commandée dans ladite plage lors dudit actionnement ; - détermination de ladite variation d'énergie commandée à partir de ladite proportion de variation d'énergie commandée ; - l'étape de détermination de ladite force de poussée nécessaire comprend la détermination d'une force de poussée commandée, qui doit être générée par ledit système de propulsion pour que la variation d'énergie de l'aéronef puisse tendre vers ladite variation d'énergie commandée, à force de traînée constante, et la détermination d'une correction qui doit être apportée à ladite force de poussée commandée pour compenser des variations de la force de traînée exercée sur l'aéronef ; - l'étape de détermination de ladite force de poussée nécessaire est réalisée au moyen d'un asservissement basé sur la comparaison entre ladite variation d'énergie commandée et ladite variation d'énergie courante ; - cet asservissement est un asservissement du type proportionnel et intégral. L'invention a également pour objet un système de gestion du type précité, pour la mise en oeuvre du procédé de gestion selon l'invention, caractérisé en ce qu'il comprend : - des moyens pour déterminer la variation d'énergie courante dudit aéronef ; - des moyens pour commander une variation d'énergie de l'aéronef ; - des moyens pour déterminer, en fonction de ladite variation d'énergie commandée, une force de poussée nécessaire qui doit être générée par ledit système de propulsion pour que la variation d'énergie de l'aéronef puisse tendre vers ladite variation d'énergie commandée ; et - des moyens pour élaborer et appliquer un ordre de commande audit système de propulsion pour qu'il délivre ladite force de poussée nécessaire. Selon d'autres aspects, le système de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef comprend en outre des moyens pour déterminer une plage de variation d'énergie qui peut être atteinte par l'aéronef par modification au moins de ladite force de poussée générée par le système de propulsion. L'invention sera davantage comprise au regard d'exemples de réalisation de l'invention qui vont maintenant être décrits en faisant référence aux figures annexées parmi lesquelles : - la figure 1 illustre de manière schématique un aéronef dans des conditions de vol classiques, auquel est appliquée l'invention ; - la figure 2 est un schéma synoptique général représentant le système selon l'invention ; - la figure 3 est un schéma synoptique illustrant le procédé selon l'invention ; - la figure 4 illustre une étape de commande d'une variation d'énergie de l'aéronef selon un mode de réalisation de l'invention ; - la figure 5 illustre une étape de détermination d'une force de poussée qui doit être générée par les moteurs de l'aéronef selon un mode de réalisation de l'invention ; - la figure 6 illustre les étapes d'élaboration de la consigne et de détermination de la poussée qui doit être générée par les moteurs selon un autre mode de réalisation de l'invention ; - la figure 7 illustre les étapes d'élaboration de la consigne et de détermination de la poussée qui doit être générée par les moteurs selon un autre mode de réalisation de l'invention ; - la figure 8 illustre un mode de représentation par un dispositif d'affichage d'informations relatives notamment à l'énergie de l'aéronef lorsque les aérofreins ne sont pas sortis, selon un mode de réalisation ; - la figure 9 illustre un mode de représentation par un dispositif d'affichage d'informations relatives notamment à l'énergie de l'aéronef lorsque les aérofreins sont sortis, selon un mode de réalisation ; - les figures 10 et 11 illustrent des variantes de représentation de la variation d'énergie de l'aéronef ; - la figure 12 illustre une variante de représentation de la plage de variation d'énergie pouvant être atteinte par l'aéronef ; et - les figures 13, 14 et 15 représentent trois modes d'affichage d'informations relatives à l'énergie de l'aéronef. La figure 1 représente, de manière schématique, un aéronef 1 en vol auquel peut être appliqué le procédé selon l'invention. Cet aéronef 1, représenté par son seul centre de gravité, est orienté selon un axe A, et se déplace par rapport à l'air selon un vecteur vitesse Vair , qui forme avec l'horizontale un angle ?air appelé pente air de l'aéronef. L'air se déplaçant lui-même par rapport au sol, selon le vecteur Vvent , la vitesse de l'aéronef 1 par rapport au sol est différente de sa vitesse par rapport à l'air, et peut être exprimée par : Vsol = Vair + Vvent Ce vecteurVsot forme avec l'horizontale un angle yso, appelé pente sol de l'aéronef. L'aéronef 1 est muni d'un système de propulsion, par exemple un ensemble de moteurs, exerçant sur l'aéronef une force de poussée P , dont la projection sur l'axe porté par le vecteur vitesse Vair sera appelée poussée en axe vitesse Pv. On définit également une vitesse conventionnelle Vc, ou Badin, qui est la vitesse mesurée par un anémomètre parfait gradué en vitesse air dans les conditions normales de température et de pression à l'altitude nulle. Par ailleurs, l'ensemble des pressions locales dues à la vitesse de l'air autour de l'aéronef en déplacement génère une force, appelée résultante aérodynamique, dont la projection sur l'axe porté par le vecteur vitesse Vair sera appelée traînée en axe vitesse Tv. L'aéronef 1 de masse m est également soumis à son poids mg . A une altitude z, l'aéronef 1 possède une énergie mécanique totale, somme de son énergie cinétique et de son énergie potentielle, qui peut être exprimée par : 1 2 Etotate = 2 m-soi + mgz (1) La variation de cette énergie totale peut être exprimée par la pente totale YT , selon l'équation : T y dEtotate = Ysol + Vsol mgVsot dt g Cette grandeur, homogène à une pente, est ainsi égale à la pente sol 'ysol de l'aéronef 1 lorsque sa vitesse par rapport au sol Vso, reste constante, aux conditions de vol (2) courantes. Une variation de la pente totale YT se traduit donc par une variation de la pente sol yso, et/ou une variation de l'accélération Vsoi de l'aéronef par rapport au sol. Ainsi, la pente totale YT représente la variation de l'énergie totale de l'aéronef 1. Or, l'énergie cinétique la plus utile à la gestion de l'énergie d'un aéronef en vol est celle par rapport à la masse d'air (et non par rapport au sol). La grandeur utilisée dans l'invention est donc une adaptation de la pente totale, nommée pseudo pente totale et désignée par le symbole y'. C'est la pente sol qui, aux conditions courantes, conduit à une vitesse conventionnelle constante. Son expression se déduit des équations de la mécanique du vol : " Vair \ Y = Ysoi + a V° Z=csre V °° = Ysor + K V c° (3) 1+ Vsol /aVair g g g aZ Vc=cste L'énergie à laquelle est liée cette pseudo pente totale (de la même façon que la pente totale est liée à l'énergie totale) est une adaptation de l'énergie totale de l'avion, que l'on nommera dans la suite de la description et dans les revendications simplement "énergie". Dans les modes de réalisation présentés en référence aux figures 2 à 15, la variation de l'énergie de l'aéronef est exprimée au moyen de cette pseudo-pente totale Y. On a représenté sur la figure 2 un système 4 de commande de l'énergie d'un aéronef 1 dans une configuration de vol telle que représentée sur la figure 1. L'aéronef 1 comporte ainsi un système de propulsion 5, par exemple un ensemble de moteurs, exerçant sur l'aéronef une force de poussée P , ainsi qu'un système d'aérofreins 6, apte à modifier la force de traînée exercée par l'air sur l'aéronef 1. L'aéronef 1 comporte une pluralité de capteurs 7 permettant de déterminer les valeurs de paramètres de vol de l'aéronef 1, telles que sa position, son altitude z, ses vitesses Vair et Vso, par rapport à l'air et au sol, ainsi que ses pentes air ya;r et sol yso,. Notamment, un anémomètre permet de déterminer la vitesse conventionnelle Vc de l'aéronef. Ce système comprend par ailleurs un organe de commande 10 et un dispositif 13 d'affichage d'informations, qui réalisent l'interface entre le pilote et les moteurs 5 et aérofreins 6 de l'aéronef 1, ainsi qu'une unité de calcul 16, reliée aux capteurs 7, à l'organe de commande 10, au dispositif 13 d'affichage d'informations, aux moteurs 5 et aux aérofreins 6. L'organe de commande 10 permet au pilote de commander une variation de l'énergie de l'aéronef 1, en indiquant la valeur de pseudo-pente totale qu'il souhaite pour l'aéronef, appelée par la suite pseudo-pente totale commandée ou consigne Ycom . Avantageusement, cet organe 10 est un levier de commande ou joystick à retour élastique, qui peut être déplacé autour d'une position centrale dans deux directions opposées dites haute et basse, entre deux positions de butée. Un déplacement du joystick 10 dans la direction haute commande une augmentation de la consigne Ycom , et un déplacement du joystick dans la direction basse commande une diminution de la consigne Ycom , • l'augmentation ou la diminution de la consigne Yom • étant d'autant plus rapide que l'amplitude du déplacement du joystick 10 par rapport à sa position centrale est grande. De plus, la variation de la consigne Ycom dépend de la durée pendant laquelle le joystick est écarté de sa position centrale. Le dispositif 13 d'affichage d'informations comprend notamment un dispositif de visualisation en tête haute et un dispositif de visualisation en tête basse, affichant notamment des informations relatives à la pseudo-pente totale Ycom • commandée par le pilote et à la pseudo-pente totale Y* courante de l'aéronef 1 et la plage de pseudo-pentes totales que l'aéronef 1 peut atteindre. L'unité de calcul 16, par exemple un processeur, est apte à déterminer, à partir des paramètres de vol issus des capteurs 7, la pseudo-pente totale Ycourante de l'aéronef 1, et à déterminer, en fonction des valeurs de poussée pouvant être générées par les moteurs 5, et de la force de traînée exercée sur l'aéronef 1 suivant la position des aérofreins 6, la plage des pseudo-pentes totales que l'aéronef 1 peut atteindre. Le processeur 16 comprend par ailleurs des moyens pour déterminer, en fonction des déplacements du joystick 10, la valeur de la pseudo-pente totale Ycom commandée par le pilote, et pour déterminer, selon cette valeur, quelle doit être la poussée générée par les moteurs et éventuellement la traînée qui doit être générée par les aérofreins. Le processeur 16 est également apte à commander les moteurs 5, pour qu'ils génèrent une poussée donnée. La figure 3 est un schéma synoptique illustrant le procédé selon l'invention. Ce procédé est mis en oeuvre lors du vol d'un aéronef 1, dans une configuration telle que représentée sur la figure 1. Lors du vol de l'aéronef 1, le processeur 16 détermine, dans une étape 20, la pseudo-pente totale courante Y de l'aéronef 1. Le processeur 16 effectue ce calcul à partir de deux expressions différentes de la pseudo-pente totale. Celle-ci peut en effet s'écrire sous la forme : /aVair a Vc J z=cste Vc Y* = Ysol + 1+Vsol aV 1,. g g az Jvc=cste Cette expression (4), sensible à la turbulence, peut être approchée par l'expression : Nx vsol (4) Y = a Vair Vsol + aZ Vc=cst g (5) Aysot où NX"" = g désigne le facteur de charge selon l'axe porté par la vitesse sol, Ax' désignant l'accélération selon l'axe porté par la vitesse sol. L'expression (5) de la pseudopente totale est moins sensible à la turbulence, et est donc utilisée à court terme, c'est-à-dire sur des durées de l'ordre de quelques secondes. A long terme, le processeur utilise l'expression (4) pour le calcul de la pseudo-pente totale courante. Parallèlement à l'étape 20, dans une étape 22, le processeur 16 détermine la plage [ minAF' Ymax j des pseudo-pentes totales pouvant être atteintes par l'aéronef 1, en fonction des paramètres de vol issus des capteurs 7, des valeurs de poussée pouvant être générées par les moteurs 5, et de la force de traînée Tv exercée sur l'aéronef 1 suivant la position des aérofreins. La pseudo-pente totale de l'aéronef 1 peut en effet être exprimée sous la forme : pV ùTv mg 1 + 0 1 aV air g az Vc=cste La poussée en axe vitesse Pv, générée par les moteurs, peut varier de manière continue entre une valeur minimale en, et une valeur maximale Pax , en passant par une valeur intermédiaire PminAl , qui est la valeur minimale de poussée pour que le 20 système de dégivrage puisse fonctionner. Par ailleurs, la traînée en axe vitesse Tv peut être ajustée par le pilote en modifiant la configuration des aérofreins. Cette traînée peut varier continûment entre une valeur Y (6) minimale T,,-%-, lorsque tous les aérofreins sont rentrés, et une valeur maximale T ax lorsque l'ensemble des aérofreins est sorti, en fonction du braquage des aérofreins commandé manuellement par le pilote. Ainsi, lors de l'étape 22, le processeur 16 détermine à partir de l'expression (6) les valeurs minimale Ymin • et maximale Ymax de pseudo-pente totale que l'aéronef 1 peut atteindre lorsque les aérofreins sont rentrés, en fonction des poussées minimale Pm n et maximale Pax . Ces valeurs Ymin et Ymax sont égales aux pentes sol minimale .soi min et maximale Ysol max qui peuvent être atteintes par l'aéronef 1 à vitesse conventionnelle Vo constante. Le processeur détermine également la valeur minimale YminA/ de pseudo-pente totale autorisant le fonctionnement du système de dégivrage. Par ailleurs, le processeur calcule la valeur minimale YminAF de pseudo-pente totale qui peut être atteinte lorsque tous les aérofreins sont sortis, à poussée minimale Pmm . Ainsi, YminAF est inférieure à Ymin , et la plage des pseudo-pentes totales atteignables est YminAF' Ymax J. Le processeur calcule également les valeurs minimale et maximale des pseudo pentes totales avec aérofreins courants (sortis par le pilote), respectivement YmiUAFc et Ymax AFc Avantageusement, les étapes 20 et 22 sont réalisées de manière continue, pendant toute la durée du vol de l'aéronef 1. Dans une étape 25 d'affichage d'informations, également continue, le processeur 16 transmet au dispositif 13 d'affichage d'informations, la pente sol Yso/ courante et la pseudo-pente totale courante Y de l'aéronef 1, déterminée lors de l'étape 20, ainsi que la plage [YminAF e Ymax • J des pseudo-pentes totales déterminées lors de l'étape 22. L'ensemble de ces informations est représenté par le dispositif 13 d'affichage d'informations. Le pilote a donc accès à l'ensemble de ces informations, et suivant la pseudopente totale souhaitée pour l'aéronef 1, agit sur l'organe de commande 10, lors d'une étape 28 d'élaboration de la consigne, pour commander au système 4 une pseudo-pente totale Ycom , comprise dans l'intervalle YminAF, Ymax • J. Le déplacement de l'organe de commande 10 est transmis au processeur 16, qui détermine la valeur Ycom de la pseudo-30 pente totale commandée par ce déplacement. Parallèlement, le processeur 16 transmet au dispositif 13 d'affichage d'informations cette valeur? om , et le dispositif 13 d'affichage d'informations affiche cette valeur Yoom de manière continue, de telle sorte que le pilote sait, lorsqu'il agit sur l'organe de commande 10, comment varie la pseudo-pente totale commandée Ycom . Le processeur 16 détermine alors, dans une étape 30, la poussée P âm qui doit être générée par les moteurs pour atteindre cette consigne Yoom . La consigne moteur, issue de P ôm , est figée dès que le pilote relâche l'organe de commande 10. Le processeur 16 détermine également, en fonction de cette poussée commandée P om et de variations éventuelles de la traînée Tv exercée sur l'aéronef 1, l'ordre P rda correspondant qui doit être donné aux moteurs 5, et transmet cet ordre aux moteurs 5. En réponse à cet ordre, les moteurs délivrent dans une étape 31 la poussée demandée. Les étapes 20 de détermination de la pseudo-pente totale courante et 25 d'affichage étant réalisées de manière continue, le pilote peut visualiser directement comment la pseudo-pente totale courante Y varie en réponse à la consigne Yoom . Les figures 4 et 5 illustrent les étapes 28 et 30 d'élaboration de la consigne et de détermination de la poussée qui doit être générée par les moteurs selon un mode particulier de réalisation de l'invention, dans lequel le braquage des aérofreins est à la charge du pilote. Le pilote commande en 32 (figure 4) la variation de la pseudo-pente totale en déplaçant le joystick 10 entre les deux positions de butée Ymax et Ymin, entre un instant to et un instant tf, et le processeur 16 détermine, à partir de la position Y,(t) du joystick, la valeur de la pseudo-pente totale commandée. A cette fin, dans une étape 34, la position Y1(t) est normalisée entre -1 et 1, les valeurs 1 et -1 correspondant respectivement aux positions Ymax et Ymin du joystick, et la valeur 0 à la position centrale. A l'étape 36, une fonction f non-linéaire et croissante, réalisant une bijection de l'intervalle [-1,1] sur l'intervalle [-1,1] - par exemple une fonction cube - est appliquée à la position normalisée, de telle sorte que de faibles variations de la pseudo-pente totale puissent être commandées de manière précise, tout en permettant de fortes variations de la pseudo-pente totale lorsque la position du joystick 10 est proche des butées. Un facteur multiplicatif C, est appliqué en 38 à la position Y2(t) obtenue à l'issue de l'étape 36. Ce facteur multiplicatif C,, égal à la proportion maximale de la plage des pseudo-pentes totales LYminAFc,YmaxAFcJ qui peut être balayée en une seconde, détermine la vitesse de variation maximale de la pseudo-pente totale commandée, selon l'équation : Ycom max = Cl • Ymax AFc ù YminAFc La position Y3(t) obtenue à l'issue de l'étape 38 vérifie donc : Ycom(t)=Y3(t) \YmaxAFc YmnAFc) En 40, la Iproportion I' de pseudo-pente totale commandée dans la plage LYminAFc' YmaxAFcJ assurant que la valeur obtenue par intégration est comprise entre 0 et 1. Puis, en 42, la valeur correspondante de pseudo-pente totale commandée Ycom est calculée, selon 10 l'équation : Ycom = r Ymax AFc ù YminAFc +YminAFc La figure 5 illustre l'étape 30 de détermination par le processeur 16 de la commande à appliquer aux moteurs 5 de l'aéronef 1, en fonction de la consigne Ycom déterminée lors de l'étape 28. 15 La poussée Paom peut être exprimée, à partir de l'expression (6), par : V Pom = mg • 1 + sol . K'1 • Ycom + T V g J où Tv est la traînée en axe vitesse courante et K'= Par ailleurs, les poussées minimale Pn in et maximale Pmax délivrées par les moteurs sont respectivement égales à : i Pmm =mg. 1+ Vsol • K' •YminAFc + T v et P ax = mg. 1+ VSOt K' Ymax AFc + T v g g Ainsi, à traînée Tv constante, la poussée en axe vitesse commandée cm est égale à: PVcom 1` = Ycom YminAFc . (PVmax mi _ pVn )+ pV min YmaxAFc ù YminAFc Le processeur 16 calcule donc en 48, suivant cette expression, et à partir des 25 valeurs YminAFc et YmaxAFcdéterminées lors de l'étape 22 du procédé, la valeur de consigne moteur Pcvom est déterminée par intégration de Y3(t) entre to et tf, un écrêtage Vc=cste 20 L'étape 48 est réalisée de manière continue lors du déplacement du joystick 10 par le pilote, et la consigne moteur issue de Pcom est fixée dès que la pseudo-pente totale commandée Ycom n'évolue plus. Pour que la poussée Pcom permette effectivement d'atteindre la pseudo-pente totale commandée Ycom , il est nécessaire que la valeur de la traînée Tv reste constante après le déplacement du joystick 10. Or, des variations de la traînée Tv peuvent apparaître après ce déplacement, notamment liées aux modifications de la configuration de surfaces mobiles de l'aéronef (par exemple becs, volets et train) et de la traînée induite par la modification de l'accélération en axe vertical. Afin de compenser ces variations de traînée, lors d'une étape 50, le processeur 16 estime la variation de traînée OTv générée par de telles modifications de configuration, à partir d'un modèle de traînée, et calcule la poussée Po d m qui doit être effectivement délivrée par les moteurs, égale à : v Pordre - Pcomvf A T v Les autres causes de modification de traînée ne font pas l'objet d'une compensation. Dans l'étape 52, le processeur 16 génère un ordre à destination des moteurs pour que ceux-ci délivrent la poussée Prdre, et un filtre passe-bas est appliqué à cet ordre moteur afin de limiter des variations trop rapides de celui-ci. On comprend ainsi de la figure 5 comment le processeur génère, à partir de la pseudo-pente totale commandée Ycom, la commande à appliquer aux moteurs. La figure 6 illustre les étapes 28 et 30 dans un mode de réalisation particulier de l'invention selon lequel le braquage des aérofreins est réalisé par le système. Pour commander la pseudo-pente totale de l'aéronef 1, le pilote déplace en 32 le joystick 10, entre un instant to correspondant à une pseudo-pente totale commandée nulle et un instant tf auquel le pilote relâche le joystick 10, qui revient en position centrale. Conformément au mode de réalisation représenté sur la figure 4, lors du déplacement du joystick 10, sa position Y1(t) est transmise au processeur 16, qui normalise en 34 cette position entre -1 et 1, et applique en 36 à la position normalisée une fonction f non-linéaire. Un facteur multiplicatif C', est appliqué en 54 à la position Y2(t) obtenue à l'issue de l'étape précédente. Ce facteur multiplicatif C'1, égal à la proportion maximale de la plage des pseudo-pentes totales ) L YtninAF, Y,naXI I qui peut être balayée en une seconde, détermine la vitesse de variation maximale de la pseudo-pente totale commandée, selon l'équation : . Ycom max ----- - Cl «Ymax ù Ymin AF La position Y4(t) obtenue à l'issue de l'étape 54 vérifie donc : l Ycom (t) = Y4 (t) . \Ymax ù Ymin AF ) La proportion F de pseudo-pente totale commandée dans la plage LYmin AF, Ymax J est ensuite déterminée en 55 par intégration de Y4(t) entre to et tf, un écrêtage assurant que la valeur obtenue par intégration est comprise entre 0 et 1. Puis, la valeur correspondante de pseudo-pente totale commandée Ycom est calculée en 56, selon 10 l'équation : Ycom Ymax ù Ymin AF + Ym n AF Si Ycom > Ymin , les AF restent rentrés et le calcul de la poussée se fait dans une étape 57 suivant l'équation : PVcom = Ycom ù Ymin (PVmax ù pl/ min )mi + PV n Ymax ù Ymin 15 Si Y. Ainsi, dans l'étape 58, ce besoin en traînée additionnelle apportée par les aérofreins est converti en braquage d'aérofreins grâce à une loi non linéaire. 20 Enfin, l'ordre de braquage des aérofreins est envoyé par le système vers l'actionneur des aérofreins. La figure 7 illustre les étapes 28 et 30 d'élaboration de la consigne et de détermination de la poussée qui doit être générée par les moteurs selon un autre mode de réalisation de l'invention. Dans ce mode de réalisation, le calcul de l'ordre moteur est 25 effectué en boucle fermée, au moyen d'un asservissement basé sur la comparaison entre les pseudo-pentes totales commandée Ycom et courante y' , les aérofreins étant à nouveau actionnés manuellement par le pilote. Pour commander la pseudo-pente totale de l'aéronef 1, le pilote déplace en 32 le joystick 10, entre un instant to correspondant à une pseudo-pente totale commandée nulle 30 et un instant tf auquel le pilote relâche le joystick 10, qui revient en position centrale.5 Conformément au mode de réalisation représenté sur la figure 4, lors du déplacement du joystick 10, sa position Y1(t) est transmise au processeur 16, qui normalise en 34 cette position entre -1 et 1, et applique en 36 à la position normalisée une fonction f non-linéaire. La position Y2(t) ainsi obtenue est multipliée en 60 par un facteur C2, égal à la vitesse de variation maximale 2 commax de la pseudo-pente totale commandée lorsque le joystick est dans la position Ymax. La valeur obtenue à l'issue de l'étape 66 est donc la vitesse de variation %âom de la pseudo-pente totale commandée correspondant à la position Y1(t) du joystick. La valeur Ycom de la pseudo-pente totale commandée est alors déterminée de manière continue lors d'une étape 62 par intégration de Ycom entre to et tf, en appliquant un écrêtage de manière à borner Ycom entre Y,,;nAFC et YmaxAFc Le processeur 16 contrôle alors la poussée délivrée par les moteurs 5, en fonction de l'écart entre les pseudo-pentes totales commandée ycom et courante y*, selon une régulation de type proportionnelle et intégrale (PI), qui permet de réguler de manière à la fois rapide et précise la poussée des moteurs. Ainsi, en 64, le processeur 16 détermine une première poussée Pom1 , selon l'équation : Pcom l = K, . mg 1 + VSO1 K' \Ycom û Y*) + P v g où K1 est le gain de la régulation proportionnelle. Parallèlement, le processeur élabore en 66 une seconde poussée P om2 dont la vitesse de variation est proportionnelle à l'écart (Ycom ù Y ), selon une régulation intégrale. Ainsi : Pcom 2 = K2 f `Ycom Y+ ) où K2 est le gain de la régulation intégrale. Cette poussée P om2 , additionnée à la première poussée P om1 , permet de réduire l'erreur statique qui pourrait subsister si la seule poussée P om1 était commandée aux moteurs. Dans l'étape 68, le processeur 16 élabore, à partir de la poussée Po dre = Pcoml +''com2 un ordre moteur, applique à cet ordre moteur un filtre passe-bas pour éviter des variations trop rapides de cet ordre moteur, et transmet l'ordre obtenu aux moteurs 5. Ainsi, dans ce mode de réalisation, l'ordre moteur généré par le processeur 16 s'adapte à tout moment à d'éventuels changements de condition de vol, ce qui permet notamment de compenser des variations de traînée dues par exemple à la sortie de volets de l'aéronef. Les figures 8 et 9 illustrent un mode de représentation par le dispositif 13 d'affichage d'informations, d'informations relatives notamment à l'énergie de l'aéronef, selon un mode particulier de réalisation, dans deux configurations de vol de l'aéronef 1. La figure 8 illustre l'affichage de ces informations dans une configuration dans laquelle les aérofreins sont rentrés. Le dispositif 13 d'affichage d'informations comprend un dispositif de visualisation dédié au pilotage de l'aéronef. La figure 8 représente ainsi des informations projetées sur cet écran, affichées sous la forme de symboles, lors de la mise en oeuvre du procédé selon l'invention. Ces symboles comportent notamment un symbole 80 de maquette de l'aéronef, occupant une position fixe sur l'écran, qui matérialise une projection à l'infini de l'axe longitudinal de l'aéronef 1, et une ligne d'horizon artificiel 82, au centre d'une échelle graduée de pente 84. Cette ligne d'horizon artificiel 82 est donc inclinée lorsque l'angle de roulis de l'aéronef 1 n'est pas nul, lors d'un virage. Un symbole vecteur vitesse 86 de l'aéronef indique la direction du vecteur vitesse de l'aéronef 1, l'écart entre la ligne d'horizon artificiel 82 et le symbole vecteur vitesse 86 de l'aéronef représentant la pente sol ysoi de l'aéronef. Par ailleurs, une échelle 88 de pseudo-pente totale, représentée sous la forme d'un segment s'étendant entre deux points A et B, indique la plage des pseudo-pentes totales YmInAF' Ymax ] que peut atteindre l'aéronef 1, déterminée lors de l'étape 22 du procédé selon l'invention. Cette échelle 88, déportée latéralement par rapport au symbole 80 de maquette de l'aéronef, reste de préférence perpendiculaire à la ligne d'horizon artificiel 82, et s'incline donc lorsque l'aéronef 1 est en virage. La longueur du segment [AB] correspond à (Ymax ù YminAF) conformément à l'échelle graduée de pente 84. Ainsi, la même échelle est utilisée pour représenter la pente sol de l'aéronef et la plage des pseudo-pentes totales atteignables. Une première partie du segment 88, représentée par un trait plein qui s'étend entre deux points A et C, indique la plage des pseudo-pentes atteignables lorsque les aérofreins sont rentrés. Le point A représente ainsi la pseudo pente totale maximale Ymax qui peut être atteinte, lorsque la poussée des moteurs est maximale (selon l'autorité du système) et les aérofreins rentrés, et le point C représente la pseudo-pente totale minimale Ymin , atteinte notamment lorsque la poussée des moteurs est minimale et les aérofreins rentrés. Une seconde partie du segment 88, représentée par un trait discontinu qui s'étend entre les deux points B et C, indique la plage des pseudo-pentes totales LYminAF' Ymin • iqui peut être atteinte uniquement lorsque la totalité des aérofreins est sortie. Le point B correspond ainsi à la pseudo-pente totale minimale YminAF , obtenue lorsque la poussée des moteurs est minimale (selon l'autorité du système) et la totalité des aérofreins sortie. Plusieurs symboles sont superposés à cette échelle 88. Un symbole 90, disposé entre les points A et B, indique la pseudo-pente totale obtenue pour P= Pm nAI , et correspond donc à la pseudo-pente totale minimale YminAl qu'il est possible d'atteindre par une diminution de la poussée des moteurs tout en permettant le fonctionnement du système de dégivrage. Un marqueur de référence 91, aligné sur le symbole vecteur vitesse 86 de l'aéronef, indique par ailleurs la pseudo-pente totale permettant de voler à vitesse conventionnelle constante. Cette pseudo-pente totale de référence est égale à la pente sol 'yu,' courante de l'aéronef. Les pseudo-pentes totales courante Y et commandée Ycom sont représentées le long de cette échelle des pentes 88, au moyen d'un symbole 92, en forme de chevron, constitué de deux parties : û une tête 94 indique la pseudo pente totale commandée Ycom par le pilote. Lors de l'étape 28 d'élaboration de la consigne, la tête 94 du chevron se déplace de manière continue tant que le joystick 10 est écarté de sa position centrale; û un corps 96, constitué de deux traits, indique de manière continue la pseudo- pente totale courante Y, telle que déterminée lors de l'étape 20. Ces deux parties 94 et 96 sont donc disjointes lorsque les pseudo-pentes totales courante Y et commandée Ycom ne sont pas égales, conformément à la configuration représentée sur la figure 8, et alignées lorsque les pseudo-pentes totales courante Y et commandée Ycom sont égales. Ainsi, lorsque le pilote souhaite modifier la pseudo-pente totale de l'aéronef, il déplace le joystick 10 et visualise la variation de la pseudo-pente totale commandée Ycom , indiquée par la tête 94 du chevron 92. Lorsque le joystick 10 retourne à sa position centrale, la position de la tête 94 du chevron 92 est fixée. Puis, au fur et à mesure de la modification de la poussée des moteurs en réponse à l'ordre élaboré lors de l'étape 30 du procédé selon l'invention, la pseudo-pente totale courante Y varie, et le corps 96 du chevron 92 tend à s'aligner sur la tête 94. La figure 9 illustre l'affichage d'informations relatives notamment à l'énergie de l'aéronef dans une configuration dans laquelle les aérofreins sont sortis. Cet affichage est similaire à l'affichage illustré par la figure 8, à l'exception du symbole indiquant les pseudo-pentes totales commandée et courante. Ainsi, les éléments analogues à ceux de la figure 8 portent les mêmes numéros. Lorsque les aérofreins sont sortis, l'indication des pseudo-pentes totales commandée et courante est réalisée au moyen de deux symboles : - un premier symbole 100, par exemple en forme de chevron dont l'une des pattes est tronquée, indique la pseudo-pente totale qui serait obtenue si les aérofreins étaient rentrés. Ce symbole est donc situé entre les points A et C de l'échelle 88. Il permet notamment au pilote de savoir si la poussée délivrée par les moteurs est supérieure ou inférieure à la poussée PmnAi permettant le fonctionnement du système de dégivrage. II prend la place du symbole 96 lors de la sortie des aérofreins ; - un deuxième symbole 102, en forme de chevron, indique la pseudo-pente totale courante Y , conformément à la représentation de la figure 8, en tenant compte de la sortie des aérofreins 6. Ces symboles 100 et 102 sont préférentiellement reliés par une bande 104, dont la longueur indique la variation de la pseudo-pente totale générée par la sortie des aérofreins 6. Ce mode de représentation permet donc d'indiquer au pilote à la fois la pseudo- pente totale qui serait obtenue si les aérofreins 6 étaient rentrés, représentative de la poussée Pv délivrée par les moteurs 5, et la pseudo-pente totale obtenue avec la même poussée Pv, lorsque les aérofreins 6 sont sortis. Ainsi, lorsque les aérofreins sont sortis, et la pseudo-pente totale de l'aéronef 1 inférieure à YminA/ , le pilote peut savoir si la poussée Pv délivrée par les moteurs 5 est supérieure ou inférieure à PmnAI. En effet, il peut être souhaitable de sortir les aérofreins alors que la poussée délivrée par les moteurs n'est pas minimale, et supérieure à Pm-,Al, afin d'autoriser le fonctionnement du système de dégivrage. Selon d'autres modes de réalisation du dispositif d'affichage, les symboles peuvent prendre des formes différentes de celles représentées sur les figures 8 et 9. Deux modes alternatifs de représentation des symboles indiquant les pseudo-pentes totales courante Y et commandée Ycom sont représentés sur les figures 10 et 11. Ainsi, la figure 10 illustre un mode de représentation de ces pseudo-pentes totales, au moyen de deux chevrons distincts 106 et 108, indiquant respectivement la pseudo- pente commandée Ycom et courante Y , imbriqués l'un dans l'autre pour former le symbole 110 lorsque ces pseudo-pentes sont égales. La figure 11 illustre un autre mode de représentation des pseudo-pentes totales courante Y et commandée Ycom , dans lequel la pseudo-pente totale courante Y est indiquée par un chevron 114, et la pseudo-pente totale commandée Ycom par un symbole 116 en forme de flèche, dont la pointe est orientée vers la pointe du chevron 114. Lorsque ces pseudo-pentes totales sont égales, ces deux symboles 114 et 116 sont alignés, formant le symbole 118. Par ailleurs, l'échelle 88 des pseudo-pentes totales n'est pas nécessairement perpendiculaire à la ligne d'horizon artificiel 82, et peut demeurer fixe dans l'écran de visualisation lorsque l'angle de roulis n'est pas nul, lors d'un virage. Selon un autre mode de réalisation, illustré sur la figure 12, la plage des pseudopentes totales atteignables peut être représentée par un segment 120 discontinu. Cette plage pourrait également être représentée non pas à gauche du symbole vecteur vitesse 86 de l'aéronef, mais à droite. Plus généralement, l'échelle 88 des pseudo-pentes ainsi que les symboles 90, 91, 92, 100, 102 et 104 peuvent être tracés indépendamment de l'échelle graduée de pente 84. Notamment, la longueur du segment [AB] peut être fixe. Des valeurs numériques peuvent être présentées aux extrémités du segment [AB] pour indiquer les valeurs correspondant à Ymax et Ymin AF . De plus, afin de limiter l'encombrement visuel, l'échelle des pseudo-pentes totales peut être masquée lorsque les informations relatives à la pseudo-pente totale ne sont pas nécessaires au pilote, par exemple lorsque la pseudo-pente totale courante est stable et égale à la pseudo-pente totale commandée. Selon un mode de réalisation, la pseudo-pente totale courante de l'aéronef et sa position dans la plage des pseudo-pentes totales atteignables peuvent alors être rappelées au pilote au moyen d'une échelle secondaire de pseudo-pentes totales, avantageusement affichée dans un angle de l'écran du dispositif d'affichage, afin de ne pas encombrer cet écran. Les figures 13, 14 et 15 illustrent ainsi comment cette échelle secondaire est représentée par le dispositif 13 d'affichage, selon trois modes de réalisation. Selon un mode de réalisation illustré par la figure 13, cette échelle est représentée par un segment gradué 122, correspondant à la plage des pseudo-pentes totales atteignables, et la pseudo-pente courante Y est représentée par un chevron 124. La figure 14 illustre un autre mode de réalisation de l'affichage de l'échelle secondaire, selon lequel la plage de pseudo-pentes totales atteignables est représentée par une première barre verticale 126, des valeurs numériques 128 et 130 à deux extrémités opposées de ce rectangle indiquant respectivement les valeurs minimale et maximale de pseudo-pentes totales atteignables, et un trait discontinu 132 représentant la valeur nulle de la pseudo-pente totale. Une seconde barre verticale 134, contenue dans la première barre 126, indique le niveau de pseudo-pente totale courante rde l'aéronef, et une indication numérique 136 précise la valeur de cette pseudo-pente totale courante, en pourcentage de la plage atteignable. Selon un autre mode de réalisation illustré par la figure 15, la plage des pseudopentes totales atteignables est représentée par une jauge 138 en arc de cercle, aux extrémités de laquelle deux indications numériques 140 et 142 indiquent respectivement les valeurs minimale et maximale atteignables de la pseudo-pente totale. Un symbole 144, disposé le long de l'arc de cercle, indique la valeur nulle de la pseudo-pente totale, et un symbole 146 en forme d'aiguille indique la pseudo-pente totale courante y*. Le procédé et le système selon l'invention permettent ainsi au pilote de contrôler la variation d'énergie de l'aéronef. En particulier, le pilote sait à tout moment, grâce au dispositif d'affichage, la plage de variation d'énergie atteignable par l'aéronef, sans avoir à interpréter plusieurs signaux représentés sur divers cadrans. Il devra toutefois être compris que le procédé et le système selon l'invention sont indépendants du dispositif d'affichage décrit, et peuvent être mis en oeuvre avec d'autres types de dispositifs d'affichage. Il devra également être compris que les exemples de réalisation présentés ci-dessus ne sont pas limitatifs. Notamment, la grandeur commandée, représentative de la variation d'énergie de l'aéronef, n'est pas nécessairement la pseudo-pente totale, mais peut être la pente totale définie par l'expression (2) ou toute autre grandeur proportionnelle à la pseudo-pente totale. Par ailleurs, l'expression de la pseudo-pente totale peut faire intervenir des vitesses par rapport à l'air autres que la vitesse conventionnelle Vc, par exemple le Mach M.35 Ainsi, la nouvelle pseudo-pente totale en Mach devient : / aVair aM z=cste M Y= Ysoi + 1+ V sol a Vair g g aZ M=cste qui représente la pente sol de l'aéronef lorsque son Mach M est constant. De plus, la pseudo-pente totale pourrait également être définie par rapport à la pente air Yair de l'aéronef. Par ailleurs, le processeur 16 peut commander, outre la poussée des moteurs et la sortie des aérofreins, d'autres éléments de l'aéronef, par exemple les freins au sol ou les dispositifs d'inversion de poussée, aptes à agir sur la variation d'énergie de l'aéronef. En outre, l'organe de commande sur lequel agit le pilote pour commander une variation d'énergie de l'aéronef peut être une manette conventionnelle, chaque position de la manette correspondant à une variation d'énergie donnée. Bien entendu, d'autres modes de réalisation peuvent être envisagés. REVENDICATIONS1.- Procédé de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef (1) muni d'au moins un système de propulsion (5), apte à générer une force de poussée (Pv) sur ledit aéronef (1) comprise dans une plage de poussée ([Purin ' Pmax D), caractérisé en ce que ladite variation d'énergie est exprimée par une grandeur (Y) représentative de cette variation d'énergie et homogène à une pente (ysoi) de l'aéronef (1), et en ce qu'il comporte les étapes suivantes : - détermination (20) de la variation d'énergie courante (Y*) dudit aéronef (1) ; - commande (28) d'une variation d'énergie (Ycom) de l'aéronef (1) ; - détermination (30), en fonction de ladite variation d'énergie commandée (Ycom ) d'une force de poussée nécessaire (Pondre) qui doit être générée par ledit système de propulsion (5) pour que la variation d'énergie (Y ) de l'aéronef (1) puisse tendre vers ladite variation d'énergie commandée (Yoom) ; - élaboration et application d'un ordre de commande audit système de propulsion (5) pour qu'il délivre ladite force de poussée nécessaire (PoVrdre ). 2.- Procédé de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une étape de détermination (22) d'une plage (yminAF, Ymax J) de variation d'énergie qui peut être atteinte par l'aéronef (1) par modification au moins de ladite force de poussée (Pv) générée par le système de propulsion (5). 3.- Procédé de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef (1) selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une étape (25)II d'affichage de ladite variation d'énergie courante (Y ), de ladite plage ( yminAF+Ymax J) de variation d'énergie qui peut être atteinte par l'aéronef et de ladite variation d'énergie commandée (Ycom ). 4.- Procédé de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef (1) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'aéronef comporte au moins un système de freinage (6) apte à exercer une force de traînée sur ledit aéronef (1), et en ce que le procédé comporte en outre une étape de détermination d'une force de traînée nécessaire (T%F) qui doit être exercée par ledit système de freinage (6) pour que lavariation d'énergie ( Y ) • de l'aéronef (1) puisse tendre vers ladite variation d'énergie commandée (Yoom ), et une étape d'élaboration et d'application d'un ordre de commande audit système de freinage (6) pour qu'il génère ladite force de traînée nécessaire (T F ). 5.- Procédé de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef (1) selon l'une des 5 revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite étape de commande (28) d'une variation d'énergie (Yoom) de l'aéronef (1) comprend une étape (32) d'actionnement d'un organe de commande (10) à retour élastique, et une étape de détermination de ladite variation d'énergie commandée (Yoom• ) en fonction dudit actionnement. 6.- Procédé de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef (1) selon la 10 revendication 5 prise en combinaison avec la revendication 2, caractérisé en ce que l'étape de détermination de ladite variation d'énergie commandée (Yoom) en fonction dudit actionnement comprend les étapes suivantes : - détermination (34, 36, 38) d'une vitesse de variation relative (Y3) de ladite variation d'énergie commandée (Yoom • ), en fonction dudit actionnement ; 15 - détermination (40) d'une proportion (T) de variation d'énergie commandée dans ladite plage (if,* nAF, Ymax J) lors dudit actionnement ; - détermination (42) de ladite variation d'énergie commandée (Yoom) à partir de ladite proportion (r) de variation d'énergie commandée. 7.- Procédé de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef (1) selon l'une des 20 revendications précédentes, caractérisé en ce que l'étape (30) de détermination de ladite force de poussée nécessaire (Podre) comprend la détermination d'une force de poussée commandée (P ôm ), qui doit être générée par ledit système de propulsion (5) pour que la variation d'énergie ( Y ) de l'aéronef (1) puisse tendre vers ladite variation d'énergie commandée (Yoom ), à force de traînée constante, et la détermination d'une correction 25 (OT") qui doit être apportée à ladite force de poussée commandée (Pcôm) pour compenser des variations de la force de traînée (TV) exercée sur l'aéronef (1). 8.- Procédé de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef (1) selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que l'étape (30) de détermination de ladite force de poussée nécessaire (Prdre) est réalisé au moyen d'un asservissement basé sur lacomparaison entre ladite variation d'énergie commandée (Ycom) et ladite variation d'énergie courante (Y ). 9.- Procédé de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef (1) selon la revendication 8, caractérisé en ce que ledit asservissement est un asservissement du type proportionnel et intégral. 10.- Système de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef (1) pour la mise en oeuvre d'un procédé de gestion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend : - des moyens (16) pour déterminer la variation d'énergie courante (Y) dudit aéronef (1) ; - des moyens (10, 16) pour commander une variation d'énergie (Ycom) de l'aéronef - des moyens (16) pour déterminer, en fonction de ladite variation d'énergie commandée (Ycom ), une force de poussée nécessaire (Pare ) qui doit être générée par ledit système de propulsion (5) pour que la variation d'énergie ( Y ) de l'aéronef (1) puisse tendre vers ladite variation d'énergie commandée (Yom) ; - des moyens (16) pour élaborer et appliquer un ordre de commande audit système de propulsion (5) pour qu'il délivre ladite force de poussée nécessaire (P rare ). 11.- Système de gestion d'une variation d'énergie d'un aéronef (1) selon la revendication 10, caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens (16) pour déterminer une plage (LYminAF ' Ymax J) de variation d'énergie qui peut être atteinte par l'aéronef par modification au moins de ladite force de poussée (Pv) générée par le système de propulsion (5).